超高空系缆气球的空气动力特性试验研究

介绍自然形状和流线形状两种高空系缆气球的空气动力特性。着重探讨攻角和雷诺数对升力、阻力和俯仰力矩的影响。指出 :合理、良好的气动外形 (具备可靠的稳定性和最小阻力 ) ,对提高抗风能力、增加留空时间都有重要意义。

钟形返回舱空气动力特性数值模拟

文章基于Euler方程及N_S方程的数值求解方法 ,对返回舱亚、跨声速和高超声速的流场及气动特性进行了数值模拟 ,其中Euler方程数值求解采用二阶Godunov有限体积法 ;N_S方程数值求解采用二阶Harten_Yee格式的差分法。得到同实验值一致的物面压力、气动力系数和在不同速度范围出现的激波、流动分离及旋涡等流场特征。通过完全气体、平衡气体和非平衡气体的流场数值模拟结果分析比较 ,得出真实气体效应对返回舱气动力特性影响较小这一结论。

气动力压敏漆发光氧猝灭影响因素的研究

以钌配合物为探针分子 ,分散于经溶胶 -凝胶法制备的SiO2 基质中制得了性能优异的对空气压力变化敏感的压敏漆。研究了探针分子的选择、溶胶 -凝胶SiO2 基质的制备条件、反射衬底以及测量温度的选择对压敏漆发光氧猝灭的影响。表征了压敏漆的微观结构 ,研究了微观结构与发光和氧猝灭的关系 。

气动力压敏漆发光特性研究

以钌配合物为探针分子，分散于经溶胶凝胶法制备的ＳｉＯ２ 基质中形成对空气压力变化敏感的压敏漆．测定了它们的发光光谱及其氧猝灭性能，定量研究了发光和氧猝灭的关系，并将压敏漆用于风洞模拟试验，在较宽压力变化范围内获得了良好的线性关系．表征对压力变化灵敏度的直线斜率高达０ ．７５ ．显示出所制备的空气动力压敏漆的性能优异，具有开发应用前景．

新型气动力压敏漆的研制及特性研究

以钌配合物为探针分子，将其分散于经溶胶－凝胶法制备的ＳｉＯ２基质中，制得了性能优异的对空气压力变化敏感的压敏漆。用可见光激发，发射６００ｎｍ左右的橙红色光。将压敏漆用于风洞模拟试验，在较宽压力变化范围内获得了良好的线性关系。表征对压力变化灵敏度的直线斜率高达０．７５。

战术弹亚声速纵横向非线性气动力计算研究

基于势流方程，进一步发展了非线性涡格法，计算研究了“ＸＸ”布局战术弹的纵横向非线性气动性能；与实验数据比较表明，本法适用于Ｍ∞≤０．８，α∞≤１５°。由于该法只需要在物面上划分网格，涡迹的松弛迭代都不超过３０次，使得该法具有适应性广、省机时、使用方便、计算准确的特点。每次计算能详细提供各部件的气动干扰性能以及分离涡的强度和位置，成为气动外形设计、研究的有力手段。

顺逆流向喷流干扰下二体分离气动力风洞实验研究及前体轴向力特性

本文概述了具有顺，逆流向喷流干扰的二体分离气动力风洞实验技术研究。对有喷流干扰引起的前体轴向气动力特性，作了简单的介绍。最后对有顺、逆流向喷流干扰的前体底部流动模型作了定性的描绘，可供理论研究时参考。

地效飞机空气动力特性测量

介绍地效飞机带螺旋桨动力模型的风洞试验结果 ,着重介绍地面效应和螺旋桨转速参数对飞机气动力特性的影响。测量结果表明 ,地面效应非常明显 ,飞机升力和纵向稳定性都有明显增加。螺旋桨转速增加 ,使飞机升力增加 ,阻力减小 ,从而使升阻比有较大增加 。

发展中的航天空气动力学

发展中的航天空气动力学ＳｏｍｅＰｒｏｇｒｅｓｓｉｎＡｅｒｏｓｐａｃｅＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓ￥／／邓宁丰（北京空气动力研究所，高级工程师北京１０００７４）毛国良（北京空气动力研究所，研究员北京１０００７４）一、引言空气动力学是研究飞行器或其它物体与空...

汽车空气动力学的特点与问题

本文简述了汽车空气动力学的基本特点,并部分结合作者的研究成果论述了汽车空气动力学的主要问题。

空气动力学与国民经济建设(上)

论述了环保、交通、冶金、建筑和体育运动等领域的空气动力学应用，介绍了北京空气动力研究所将空气动力学转移应用的实例，分析了空气动力学在民用中形成生产力及产业的条件。指出空气动力学在国民经济中极富生命力，在环保、冶金等领域有可能首先取得突破并形成新的经济增长点。

空气动力学与国民经济建设(下)

四、风工程和体育运动中的空气动力学应用风工程是经典的空气动力学与气象学、气候学、结构力学、土木工程等学科相互渗透而发展起来的一门交叉学科，主要研究大气边界层内的风特性、风对建筑物和结构物的作用、风引起的质量输运特性（大气污染扩散、风沙、风雪、风尘等）...

大攻角气动力测量的尾支干扰实验研究

在 FD-09低速风洞中进行了大攻角下尾支对 YF16飞机模型静态气动特性和底部阻力测量的干扰效应的实验研究。实验结果表明:就尾支-支架系统对气动力测量的影响而言,尾支杆对俯仰力矩测量的干扰是主要的。

振动襟翼的非定常气动力特性研究

本文使用数值模拟手段研究了襟翼振动这一复杂流场的流动特性,其中包括振动对流场影响的一般规律、襟翼振动频率及振幅大小的效应。数值模拟使用的出发方程为贴体坐标下的Euler方程,格式为Beam-Warming格式的改进型。数值结果表明:(1)随襟翼的振动激波强度和位置也相应的变化且这一变化滞后于偏角的变化;(2)襟翼振动频率越高对激波的影响较低频时越小;(3)振幅较大时使激波强度增强且激波的运动范围加大。

航天飞机风洞数据库——航天飞机空气动力学问题之八

本文讨论了风洞数据库的由来和基本概念以及在航天飞机研制中的应用。简述了 CHRYSLER 公司的 DATAMAN 管理系统和兰利中心 RIM 管理系统的发展。最后介绍了数据库设计的基本步骤。

等速上仰翼型动态失速现象研究

翼型大迎角绕流的静态失速将造成升力突降和气动性能急剧恶化,但利用非定常运动所产生的动态失速效应,可以大大地延缓气流分离和失速现象的发生.采用Rogers发展的双时间步Roe格式,求解拟压缩性修正不可压N-S方程.数值模拟了低雷诺数(Re=4.8×104)条件下NACA0015翼型作等速上仰(α=0°-60°)的动态失速过程,同Walker的试验结果比较,验证了计算结果的正确性.研究了该过程中主涡、二次涡和三次涡的发展,升力系数随攻角变化,以及不同上仰速度对动态失速效应所造成的影响.

高空羽流场的DSMC计算和实验研究

以小推力发动机的高空羽流场为研究对象 ,实现了高空小喷管氮气流DSMC方法数值模拟 ,验证了DSMC方法在高空膨胀流中的可用性 ,并在现有设备基础上 ,进行一组高空羽流试验 ,给出试验与计算的对比结果。结果表明 :喷管出口附近能得到满意结果 ,由于实验设备能力所限 。

水下气体射流初期数值研究

本文提出了一种新的水下气体射流的数学物理模型,并成功地将位标函数方法应用于水下气体射流气水交界面求解,数值模拟了水下气体射流初期的流动演化和气水相互作用特性,得到了气水全耦合的水下气体射流喷射初期的流场形态及其演化过程,定性结论与实验吻合。

细长体大迎角非对称涡流的数值研究

通过数值方法对大迎角细长体低速湍流流场的模拟,探讨头部顶端极小扰动对细长体非对称绕流形成与发展的影响.结果表明在细长体顶端附近施加极小扰动可以模拟出实验观测到的非对称流场,非对称的涡系结构沿轴向是逐步发展的,截面侧向力沿轴向的分布呈现正弦型曲线的变化特征,扰动能量经过指数增长后达到饱和,有效扰动的规模影响涡流非对称性的大小及分布,单侧扰动产生的流场非对称性随扰动周向位置的变化呈现单周期性规律.小扰动诱发非对称的数值算例表明非对称绕流的形成是源于流场的空间不稳定性机制.

进气道入口形状对冲压发动机性能影响数值研究

进气道是冲压发动机设计中非常重要的环节,其入口设计会直接影响冲压发动机的总压恢复系数σ和流量系数φ等重要性能。本文采用二阶迎风隐式TVD格式,内外流分区耦合求解可压缩N-S方程,数值模拟了掺混段出口压力与来流压力比为P/P∞=4.2超临界状态下,二元方形截面“X”型布局进气道、弹体和掺混段一体化通气模型复杂流场。计算比较了两种不同二元进气道入口形状流场和冲压发动机总压恢复系数σ、流量系数φ的结果,对其产生的原因进行了分析。