一种小边条飞机的低速气动特性及其外翼分离控制研究

油流试验表明，迎角α＝８°时，小边条机翼的外翼上就出现分离区。通过加翼刀或锯齿或缩短翼展都可以抑制分离区的发展。试验表明，采用加双翼刀和缩短翼展的组合方案，可以使升力曲线随迎角的变化直到α＝１６°都是线性的。

前缘网格分布对超临界机翼低速气动特性影响研究

生成合理的计算网格是保证数值模拟精度和准确度的前提条件。超临界机翼前缘半径较大且流场变化剧烈,机翼前缘的网格分布对超临界机翼的低速气动特性的数值模拟有重要影响。通过对同一构型不同机翼前缘网格分布进行数值模拟,研究了前缘网格密度对超临界机翼失速攻角、最大升力系数和分离形态的影响。结果表明,随着机翼前缘网格密度的提高,该构型的失速攻角、最大升力系数都有显著的提高;机翼的分离形态发生本质变化,由外翼先分离变为内翼先分离。

近水面飞行器低速气动特性拖曳水池试验方法

为了解决近水面飞行器非常规低速气动特性试验难题,分析了航空拖曳水池试验中空气流场特性,采用试验测试方法和计算流体方法(CFD)对试验区的流场特性进行研究,设计了适用于近水面飞行器低速气动特性试验的拖曳水池试验方法。首先对高速航空水池拖车底部试验区进行了风速增量测试,并将CFD仿真结果与测试结果进行对比。再利用CFD仿真开展了前置试验区试验方法优化设计,对前置试验装置进行试验测试和验证。最后利用前置试验方法开展了某型飞机模型验证试验,将模型前置试验结果与模型安装在拖车底部试验结果进行对比。结果表明:在前置试验区不同高度测量点风速试验值与理想值相差在2%以内,形成了一个风速增量稳定区间;采用前置装置进行模型水池拖曳试验时,试验模型的气动特性与实机气动特性更加接近,试验结果更可信,可利用该试验方法开展在拖曳水池中进行的非常规低速气动特性试验。

碟形升力体低速气动性能风洞试验研究

升力体布局常见于航天器的设计中,在低速领域较少应用;但其紧凑的布局,巨大的升力体面积,充足的载物空间,翼身一体化的设计思想,都使具有在种类繁多、功能多样的无人机领域获得广泛应用的潜力。设计了一种碟形升力体,并对其低速气动性能进行了风洞试验研究,获得了其升力、阻力、升阻比特性和静稳定特性的试验数据,并对其进行了分析。试验结构表明,碟形升力体具有较好的气动性能,已经具备一定的实用性。还以碟形升力体的研究结论为依据,对低速升力体的特点及其在无人机领域的应用前景进行了分析和论述。