机动飞机操纵面偏转角按升阻比优化配平的计算

机动飞机通常具有多个操纵面,在一定的马赫数M和升力系数C_y下,要使飞机处于配平状态,操纵面偏转角可以有无穷多种不同的组合。但是,在何种组合状态下,飞机能够取得最大升阻比一直是未能解决的问题。本文介绍了一种计算方法,在风洞试验数据基础上,能够计算在不同纵向静安定度裕量情况下,飞机取得最大升阻比时各操纵面偏转角δ_i、最大升阻比的值K_(max)、最佳平衡极曲线(C_(x0)、A_1、A_2)。

航天载机不同前体方案预压缩效果计算研究

采用欧拉方程解流场程序计算了两种航天飞机载机的前机身设计方案(即等牛顿冲角法前机身方案和乘波飞机前机身方案)的流场分布,并用工程方法评估了这两种前机身设计方案的预压缩效果。计算范围:飞行M数从2.0到6.7;迎角从0°到12°。计算结果表明,小迎角范围乘波飞机前体方案的预压缩效果明显优于等牛顿冲角法方案;大迎角时,乘波飞机方案的进口面积减小量比等牛顿冲角法大些,但总压损失也比等牛顿冲角法大。因此,两种前体方案的优劣和取舍,尚须通过航天载机的总体性能评定来决定。