摘要：翼型是机翼等气动部件的二维截面,对于机翼乃至飞行器全机的气动性能都有着重要影响,所以翼型研究是先进飞行器设计的基础和重点。翼型风洞是进行翼型实验的最适用风洞,在翼型研究中发挥着不可替代的作用,但由于其专用性,目前关于翼型风洞设计的公开成果并不多见。基于翼型实验的参数要求,综合运用空气动力学知识,确定了一种吸气式二元翼型风洞的气动设计方案。设计的翼型风洞包括动力段、扩压段、实验段、收缩段和稳定段等洞体,并配有阻尼网、蜂窝器等内部整流装置。经过计算和分析,结果表明此风洞具有结构紧凑、湍流度低、能量利用率高的优势,可以较好完成翼型实验,推动飞行器技术发展。

摘要：微型飞行器因其体积小、重量轻、使用灵活、成本低,广泛应用于军民领域的侦查、通讯、搜救等领域。在制约微型飞行器发展的诸多因素中,阵风对微型飞行器的稳定、安全飞行影响很大。在南京航空航天大学非定常风洞内,研制了一套垂直阵风装置,进行了垂直阵风的流场测试。设计制作了一种柔性翼微7型飞行器,并制作了刚性翼与其对比,在国内首次进行了微型飞行器垂直阵风实验。结果表明:柔性翼能够提高微型飞行器的失速迎角,且具有更好的纵向稳定性,有一定的垂直阵风缓和能力,有利于安全、稳定飞行。

摘要：为研究鸭式布局飞行器摇滚特性,设计了一种包括鸭翼、脊型前体、边条翼、主翼和垂尾的模型,进行了自由滚转、扰动滚转、静动态测力和烟线流场显示多种技术手段相结合的风洞试验。通过自由滚转和扰动滚转试验得到了该模型翼体摇滚的时间历程,静态测力和动导数测定验证了非极限环运动形式摇滚的发生。结果表明该鸭式布局模型摇滚不仅同侧存在多个摇滚平衡点,而且在临界俯仰角,摇滚过程中可能出现从一摇滚平衡点跳动至同侧另一摇滚平衡点的突变。通过流场显示技术得到该鸭式布局模型复杂流场的基本形态分布,并对滚转角为0°时的全机涡系干扰和摇滚形成机理进行了简要分析。

摘要：为了研究鸭式布局飞机的摇滚运动,设计了一种包括鸭翼、脊型前体、边条翼、主翼和垂尾的模型,进行滚转自由度释放、静态测力、动导数试验和烟线流场显示多种技术手段相结合的风洞试验。首先为了得到摇滚从发生到消失的全过程,进行了俯仰角范围为12°~52°、间隔1°测量的滚转自由度释放试验;结果表明对应于不同的俯仰角,鸭翼布局飞机的摇滚运动也具有不同的性质,其平衡点和运动形式均发生变化。接着静态测力和动导数试验证实:在翼体结构的多涡系影响下,摇滚可在零度平衡点和非零平衡点位置处发生;且运动可为极限环和非极限环形式。最后通过流场显示,分析了在不同迎角时鸭式布局飞机形成翼体摇滚的可能的流动机理。

摘要：层流减阻作为一项革新性技术,为显著提高飞机气动性能提供了可能。针对跨声速自然层流机翼设计方法开展研究,建立了基于变保真度流动分析的分层优化设计模型来提高机翼的优化效率。将求解欧拉方程耦合线性稳定性理论的方法作为流动转捩判断的依据,采用建立的变保真度分层优化方法耦合多岛并行遗传算法开展跨声速层流机翼优化设计研究。优化后,机翼表面层流区域由初始外形的23.05%增大到优化后外形的45.50%;表面摩擦阻力系数明显降低,由初始外形的0.00474降低到优化后外形的0.00394。另外,采用变保真度分层优化方法只需较少的时间便得到高精度模型上的收敛解,对比采用非并行遗传算法,计算效率提高了9倍以上,验证了变保真度多层优化设计模型的高效性和在求解实际工程问题中的潜力。

摘要：风洞实验是进行空气动力学研究的重要手段。通过对低湍流风洞的调研分析,设计了一座具有先进指标的微型低湍流度低速风洞,设计过程中,对收缩段、稳定段等湍流主要影响部件给出了详细的气动设计依据。风洞建成后,配合其他设备可以进行航空航天、桥梁建筑、交通运输等专业的空气动力学教学实验。