摘要：为实现高速列车风阻制动系统在高速运行或紧急制动阶段,满足双向多模式多级选择制动,同时具备优良的空气动力学特性,以设计速度为400 km/h的高速动车组为参考,提出“窗形”风阻制动装置及其改进型设计方案,并进行气动分析与制动性能研究。以改进型“窗形”风阻制动装置前后两排风阻制动板纵向中间补偿板有效长度为变量,建立计算流体动力学模型,研究发现:当中间补偿板有效长度增加至1.75 m制动工作时,双排风阻制动板整体产生的气动阻力约为4.37 kN,气动阻力系数为1.08,附加气动升力约为0 kN,阻力贡献与单排风阻制动板产生的制动力基本相当,前排对后排的直接干涉系数为临界值1;当中间补偿板有效长度为2 m时,计算风阻制动板纵向对称面内距离外围轮廓100 mm处空间范围的声压级达102.20 dBA,对应声功率为2.82×10^(-2)W/m^(3);当每节车辆均布1组改进型“窗形”风阻制动装置时,其所能提供的有效风阻制动力为28.7 kN,风阻瞬时减速度为0.0674 m/s^(2),为列车紧急制动减速度的13%,同时大于1级常用制动减速度,阻力贡献明显。

摘要：为了分析风扇转子叶片前缘侵蚀对压缩系统不同内外涵工况气动特性的影响,通过多级联算数值分析了某型大涵道比发动机压缩系统气动特性变化。研究结果表明,在峰值效率点工况下,前缘侵蚀后的发动机压缩系统总压比、等熵效率和通道流量分别相对下降0.18%、0.879%和0.972%。对风扇转子叶片而言,前缘侵蚀导致外涵道近喘点工况下95%叶高处表面静压系数曲线轴向0~24%区间的斜率下降,静压降低,轴向24%~40%区间的斜率上升,使叶型负荷降低,增压能力下降,激波向前移动。此外,前缘侵蚀会使外涵道近喘点处整体风扇叶片的攻角增大2°左右,导致叶片气动效率和失速裕度产生变化,偏离原始叶型设计。

摘要：翼型几何参数对旋翼的气动特性影响较大。本文针对涵道共轴双旋翼模型进行数值模拟计算,研究不同几何参数对旋翼气动特性的影响规律,以提高涵道共轴双旋翼的气动效率。结果表明,翼型弯度和桨根安装角的增加均可以显著提高涵道共轴双旋翼的总拉力。当拉力系数小于0.04时,小弯度翼型的气动性能参数高于大弯度翼型;随着拉力系数继续增大,在涵道唇口绕流与上旋翼翼尖涡之间以及双旋翼尾迹之间出现气动干扰和涡流轨迹紊乱;涵道出口内壁面发生局部流动分离成为小弯度翼型气动性能参数迅速下降的主要原因。大弯度翼型的气动性能参数变化平稳,拉力系数较大时的气动效率优于小弯度翼型,NACA6412的桨根安装角在20~40°之间进行旋翼设计是更好的选择。

摘要：为获得滑翔式再入飞行器最佳气动与弹道机动性能,针对规避禁飞圆的远程滑翔式再入问题提出了一种机动弹道与气动特性参数耦合设计方法。耦合设计外环以气动特性参数为设计变量,基于抛物阻力极线模型提取最大升阻比和对应升力系数为气动特性参数;耦合设计内环以泛化升力系数和侧倾角为设计变量,获得给定升阻特性下能规避禁飞圆且满足再入走廊要求的滑翔式再入轨迹。耦合设计问题以再入驻点总热流最小为优化目标,以再入走廊、终端位置和速度为约束,求解满足弹道机动要求且目标函数最小的最佳气动特性参数。提出了一种规避禁飞圆的侧向几何制导逻辑用于内环轨迹设计。仿真算例得出禁飞圆半径越大,需要的滑翔式再入飞行器最大升阻比越大,且再入轨迹刚好能绕过禁飞圆。仿真结果验证了耦合设计方法和侧向制导逻辑的有效性,该方法可为飞行器方案设计时的气动布局选型等工作提供参考。

摘要：为了研究弹带对高速旋转弹丸气动特性的影响,采用2阶Roe差分格式求解三维Navier-Stokes方程,湍流模型为SST k-ω模型。采用滑移网格技术处理弹体旋转引起的运动边界。以文献[6]进行风洞实验的155 mm无弹带弹丸为算例,数值计算结果与风洞实验数据吻合良好。分别对含弹带与无弹带弹丸在不同来流马赫数与攻角条件下的绕流场开展数值模拟,得到二者流场结构图谱及气动特性差异。分析结果表明:两种弹丸计算模型在弹带之前的压力分布基本一致,但弹带将诱导弹丸气动阻力面积增大,阻力系数有一定程度的升高,而且在弹带之后二者的压力分布差异较大;弹带因素对旋转弹丸气动特性的影响不可忽略。

摘要：涵道飞行器可以悬停、垂直起降和前飞,且安全性高、结构紧凑、噪声低。针对涵道飞行器一般只能以直升机模式低速前飞,设计了一种能以飞机模式快速前飞的新型可倾转有翼微型涵道飞行器。该涵道飞行器设计固定机翼,且涵道外形设计综合考虑了低速飞行和快速飞行的性能要求。然后采用数值模拟和风洞实验的方法研究了它在不同飞行模式下的气动特性。研究结果表明:该新型微型涵道飞行器不仅可以悬停、垂直起降和以直升机模式低速前飞,而且能以飞机模式快速前飞,并在整个飞行包线中具有良好的气动特性。

摘要：采用数值模拟方法研究在设计点 (马赫数 6,迎角 0°)锥导乘波体气动外形的设计方法及其基本气动特性 ,以及在非设计点时该乘波体的气动特性 ,即各个气动系数随迎角和马赫数的变化特性 .研究表明 :基于无粘锥形流的乘波体气动外形的反设计方法是成功的 ;在设计点附近选取合适的半基准圆锥激波角并考虑粘性影响时 ,可得到乘波体最大升阻比为 3.36;给出了采用这一布局的单级入轨运载器的可行的飞行控制方案 ;

摘要：为了满足战机对垂直/短距起降能力的要求,基于曲率控制方法对具有D形出口的S弯喷管进行参数化设计,进而可实现喷管尾段的大角度偏转。随后对不同偏转角、落压比以及设计参数的S弯D形矢量喷管气动特性进行数值模拟,对比并分析了喷管的气动特性。计算结果显示:无偏转条件下,随着落压比π从1.5增大至3.5,喷管流量系数先增大后平稳,在π=2.5时达到最大值,推力系数先增大后减小,且推力方向为飞行器产生一定的抬头力矩;落压比恒定时,随着偏转角度从0°增大至90°,喷管流量系数、推力系数下降,矢量超前角由负值不断增大至+6°左右;设计参数中预留偏转角对喷管气动性能影响较大,而S弯中心线控制系数对气动性能影响较小。本文提出的S弯D形喷管具有较好的气动性能,小偏转角度下矢量角变化趋势较为一致,亦可通过出口段偏转实现发动机推力的大角度矢量偏转。

摘要：变弯度机翼在提高常规布局客机气动特性方面有较大的潜力,但也会引起全机俯仰力矩变化,考虑翼身融合布局飞行器力臂短、配平阻力较大的特点,研究变弯度技术在翼身融合布局飞行器上的减阻收益与配平惩罚。从工程实际出发,采用基于舵面偏转的方式实现后缘变弯度并对比分析不同展向位置处舵面的配平能力;然后利用全局优化方法开展变弯度气动减阻优化设计;最后对变弯度设计空间进行探索。结果表明:随着升力系数的改变,产生配平阻力最小的舵面位置也会发生变化。当不考虑俯仰力矩配平约束时,采用变弯度技术至多可以获得4.62%的减阻收益;在考虑俯仰力矩配平约束后,相比于采用中央体后缘舵面配平,采用变弯度技术至少能够减小2.4×10^(-4)的配平损失。不同升力系数下,变弯度的舵面偏转组合方式存在明显差异,小升力系数下,多个舵面负偏的变弯度组合有利于减阻并增加抬头力矩;而大升力系数下则是通过多个舵面正偏的组合实现减阻,但会导致低头力矩增加。基于多舵面组合偏转的变弯度减阻收益与力矩惩罚评估,能为工程上设计可变弯度翼身融合布局飞行器提供参考。

摘要：以最大升阻比为优化目标,在锥型流场中优化设计出乘波布局,并考虑高超声速飞行器的防热需求,对乘波布局进行钝化设计,利用数值模拟和风洞实验两种手段,研究钝化前缘乘波布局的气动特性.结果表明:在一定钝化半径内,随着钝化半径的增加,乘波构型的升力特性变化仅为2%,但阻力特性增加近3倍,升阻比降低了将近50%.尽管如此,为了钝化乘波布局,仍维持了较高的升阻比,升阻比为3左右.同时,以二维顶压式进气道为基础,在多级楔锥组合体流场中,设计出满足超燃发动机进气要求的乘波前体/进气道一体化构型,并进行前缘钝化设计.针对一体化构型进行了数值验证,结果表明:此类一体化构型升阻比大于2.6,同时发动机总压恢系复数保持在40%左右,满足进气道的要求.