等效砂砾粗糙高度对积冰特性的影响研究

1

作者 张德新 王柳 +1 位作者 陈建业 谢军龙 《民用飞机设计与研究》 2024年第4期64-70,共7页

飞机在低温高湿的环境下飞行时,过冷水滴撞击到机翼表面发生结冰,进而导致机翼表面粗糙度增加。表面粗糙度会对飞机气动及传热特性产生影响。以NACA0012翼型为研究对象,采用等效砂砾粗糙高度(k_s)预测实际积冰粗糙度的方法,分析了不同k_... 飞机在低温高湿的环境下飞行时,过冷水滴撞击到机翼表面发生结冰,进而导致机翼表面粗糙度增加。表面粗糙度会对飞机气动及传热特性产生影响。以NACA0012翼型为研究对象,采用等效砂砾粗糙高度(k_s)预测实际积冰粗糙度的方法,分析了不同k_s值对机翼气动及传热的影响。结果表明:k_s增加热流密度会急剧上升,峰值最大相差约为5倍;随着积冰时间增加,k_s值对最终预测冰形的影响愈加显著。在k_s值较小时,冰层可延伸到机翼前缘的后方;随着k_s值增加,撞击极限会逐渐减小。无论在积冰时间相同时增加k_s值,或在k_s值相同时增加积冰时间,预测冰形的升力系数及失速攻角均会减小,阻力系数均会变大,对机翼升力的增益效果均会降低。 展开更多

关键词 等效砂砾粗糙高度 气动性能 传热特性 升阻比

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大上翘角机身后体流动机理研究 被引量：12

2

作者 孔繁美 华俊 +2 位作者 冯亚南 邱栋 邓学蓥 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2002年第3期326-331,共6页

通过对圆截面上翘 1 6°的后体的数值计算 ,研究了上翘后体的流动机理。结果表明 ,上翘后体引起横向流动 ,使横向逆压梯度增大、下表面边界层增厚 ,导致后体出现三维开式分离流动 ;由分离形成一对方向相反、强度相等的旋涡向下游拖... 通过对圆截面上翘 1 6°的后体的数值计算 ,研究了上翘后体的流动机理。结果表明 ,上翘后体引起横向流动 ,使横向逆压梯度增大、下表面边界层增厚 ,导致后体出现三维开式分离流动 ;由分离形成一对方向相反、强度相等的旋涡向下游拖至尾迹区 ;这种分离流动是导致大上翘角后体阻力增加的主要原因。 展开更多

关键词 分离流动 旋涡 上翘后体 飞机 机身 数值模拟 流动机理

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基于FFD技术的大型运输机上翘后体气动优化设计 被引量：6

3

作者 王元元 张彬乾 +1 位作者 郭兆电 董强 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第8期1806-1814,共9页

利用非均匀有理B样条(NURBS)基函数属性建立了任意空间的自由变形(FFD)参数化方法,进一步结合无限插值(TFI)变形网格技术、二阶振荡粒子群优化(PSO)算法以及计算流体力学(CFD)数值模拟技术,构建了通用的气动外形优化设计系统。采用该系... 利用非均匀有理B样条(NURBS)基函数属性建立了任意空间的自由变形(FFD)参数化方法,进一步结合无限插值(TFI)变形网格技术、二阶振荡粒子群优化(PSO)算法以及计算流体力学(CFD)数值模拟技术,构建了通用的气动外形优化设计系统。采用该系统对C17运输机上翘后体进行气动优化设计,在满足后体最大宽度、高度以及上翘角不减小的情况下,巡航状态减阻2.6%,压差阻力减小19.8%。流态分析显示,优化后体阻力减小的主要原因是后体截面近圆度的增加以及近圆度沿机身轴线的变化量的减小使得后体周向逆压梯度减小所致。研究结果表明本文建立的基于FFD技术的气动优化设计系统对于大型运输机上翘后体的气动优化设计具有较好的实用性。 展开更多

关键词 FFD技术 非均匀有理B样条 粒子群优化算法 计算流体力学 大型运输机 上翘后体 气动优化设计

原文传递

大迎角前体涡控制方法综述 被引量：9

4

作者 翟建 张伟伟 王焕玲 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第3期354-367,共14页

大迎角下飞行器的常规舵面处于机身/弹身的尾涡中,偏航控制能力严重下降。同时,背风侧的非对称涡系导致压力非对称分布,从而诱发出一个几乎与法向力同量级的侧向力,并伴随着很大的偏航力矩。前体涡控制方法可以为细长飞行器提供所需的... 大迎角下飞行器的常规舵面处于机身/弹身的尾涡中,偏航控制能力严重下降。同时,背风侧的非对称涡系导致压力非对称分布,从而诱发出一个几乎与法向力同量级的侧向力,并伴随着很大的偏航力矩。前体涡控制方法可以为细长飞行器提供所需的偏航力矩,在大迎角机动飞行领域具有广阔的应用前景。本文总结了国内外近十年发展的大迎角前体涡控制方面的新方法。其中,被动控制方法包括边界层转捩带、微鼓包、微凹坑、边条、自激振荡旗帜和涡流发生器等;主动控制方法包括等离子体激励器、单孔位微吹气、轴向吹气、合成射流激励器、非定常小摆振片和充气边条等。着重介绍了各种方法的控制效果、机理和适用范围。在这些方法中,涡流发生器、合成射流激励器、非定常小扰动片、等离子体激励器、单孔位微吹气等线性控制方法均有可能提高细长体飞行器大攻角时的机动能力,具有一定的工程应用价值。最后,对大迎角前体涡控制方法的应用前景和未来新的发展方向进行了展望。 展开更多

关键词 大迎角 细长体 前体涡控制 侧向力 非对称涡 偏航控制

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机身大迎角气动力的控制实验 被引量：6

5

作者 曹义华 邓学蓥 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1998年第4期394-399,共6页

本文研究了圆锥机身模型在迎角０°～９０°范围内的气动力特性。采用边条控制技术，可获得所需要的控制力与控制力矩。通过边条的对称或单侧布局和匹配边条不同的大小与安装位置，可以找到非对称力的最优控制方案。对对称布局... 本文研究了圆锥机身模型在迎角０°～９０°范围内的气动力特性。采用边条控制技术，可获得所需要的控制力与控制力矩。通过边条的对称或单侧布局和匹配边条不同的大小与安装位置，可以找到非对称力的最优控制方案。对对称布局，可以使对称现象得到控制，虽然侧力还微小产生，但侧力起始迎角却明显增大，且变化峰值可降低到原来的２５％；对单边条控制，可以获得理想平稳的控制力与控制力矩。 展开更多

关键词 气动力 飞机机身 大迎角 边条控制

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细长旋成体大迎角绕流非定常特性的实验研究 被引量：2

6

作者 刘沛清 常春雷 马宇 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期23-28,共6页

在亚临界流动范围内,通过细长旋成体在无侧滑状态下的脉动压力测量,对大迎角细长旋成体多涡区域的轴向以及周向的压力脉动特性进行了研究,分析了旋成体周向压力脉动幅度及主频与背涡之间的对应关系,发现在多涡区存在一种完全不同于卡门... 在亚临界流动范围内,通过细长旋成体在无侧滑状态下的脉动压力测量,对大迎角细长旋成体多涡区域的轴向以及周向的压力脉动特性进行了研究,分析了旋成体周向压力脉动幅度及主频与背涡之间的对应关系,发现在多涡区存在一种完全不同于卡门涡脱落时的非定常现象,得到压力脉动主频的斯特劳哈数沿旋成体轴向有逐渐增大的趋势。 展开更多

关键词 旋成体 多涡 压力脉动 主频

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不同截面机身的RCS及气动特性研究 被引量：3

7

作者 潘家正 王一飞 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1992年第4期B113-B117,共5页

对三个“板块”多边形截面机身及圆截面机身模型进行了RCS隐身特性和低速气动特性的测试与研究,发现多边形截面机身不但具有良好的隐身性能,特别是机身侧面,无论是水平极化或是垂直极化,其RCS值均比相同截面面积的圆截面机身降低一个数... 对三个“板块”多边形截面机身及圆截面机身模型进行了RCS隐身特性和低速气动特性的测试与研究,发现多边形截面机身不但具有良好的隐身性能,特别是机身侧面,无论是水平极化或是垂直极化,其RCS值均比相同截面面积的圆截面机身降低一个数量级,而且其气动特性不比圆截面机身差,其升力特性与最大升阻比均比圆截面机身好。最后还给出了考虑多边形侧边缘夹角的横向绕流粘性效应的经验修正公式,可供多边形截面机身的气动特性估算参考。 展开更多

关键词 隐身飞机 雷达 散射截面 风洞试验

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Reynolds数对大攻角细长旋成体绕流滚转角效应影响的数值研究 被引量：2

8

作者 柳阳 马东军 孙德军 《力学季刊》 CSCD 北大核心 2007年第4期564-569,共6页

使用低耗散的Roe格式,数值模拟了Reynolds数(Re)对大攻角细长旋成体绕流滚转角效应的影响。模型头部加了几何小扰动块以引发流场的不对称。在较大的Re数(Re=105)下,本文的计算结果与实验是相符的,此时细长体的滚转会导致双稳态、双周期... 使用低耗散的Roe格式,数值模拟了Reynolds数(Re)对大攻角细长旋成体绕流滚转角效应的影响。模型头部加了几何小扰动块以引发流场的不对称。在较大的Re数(Re=105)下,本文的计算结果与实验是相符的,此时细长体的滚转会导致双稳态、双周期现象,即侧向力随滚转角呈现类似方波形式的双周期变化,方波中侧向力基本保持不变的状态对应于流场的正则态,且两个正则态的侧向力方向相反,方波中侧向力基本保持不变的状态对应于流场的正则态,且两个正则态的侧向力方向相反;而在较小的Re数(Re=4000)下,如果扰动足够大,细长体的滚转将导致不同的双稳态现象,此时两个正则态的侧向力方向相同,而在较小扰动下双稳态现象不再出现;Re数更小时(Re=1000),即使在较大的扰动下,双稳态现象也不再出现,侧向力随滚动角仍是连续变化的。本文的计算结果表明,Re数越小,流场对头部扰动的感受性越弱。 展开更多

关键词 细长体 大攻角 非对称涡 双稳态 REYNOLDS数

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圆管湍流的近壁涡结构 被引量：3

9

作者 崔桂香 张兆顺 Michel Ayrault 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2000年第z1期10-14,共5页

本文利用流动显示方法研究圆管湍流的近壁涡结构。采用激光诱导荧光技术显示流场。以每秒２５帧的ＣＣＤ摄象机记录近壁流动结构。通过图象时间序列计算纵向涡的平均间距和平均猝发周期。实验结果表明：圆管湍流的近壁结构和平壁湍流结... 本文利用流动显示方法研究圆管湍流的近壁涡结构。采用激光诱导荧光技术显示流场。以每秒２５帧的ＣＣＤ摄象机记录近壁流动结构。通过图象时间序列计算纵向涡的平均间距和平均猝发周期。实验结果表明：圆管湍流的近壁结构和平壁湍流结构类似，但是平均间距和猝发周期均大于平壁湍流的相应参数。本文还利用图象处理技术重构近壁涡的空间图象。 展开更多

关键词 圆管湍流 涡结构 流动显示 图象处理

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舰载机滑跃起飞参数的优化选择与气动特性 被引量：1

10

作者 郜冶 顾璇 +1 位作者 谢辉松 贺征 《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第10期1040-1045,共6页

舰载机的滑跃起飞过程十分复杂,存在很多不确定和不安全因素.采用动网格技术结合Spalart-Allmaras湍流模型,对舰载机从斜甲板上滑跃起飞的全过程进行了三维数值模拟,给出了在不同条件下舰载机滑跃起飞过程中气动特性的差异.计算结果表明... 舰载机的滑跃起飞过程十分复杂,存在很多不确定和不安全因素.采用动网格技术结合Spalart-Allmaras湍流模型,对舰载机从斜甲板上滑跃起飞的全过程进行了三维数值模拟,给出了在不同条件下舰载机滑跃起飞过程中气动特性的差异.计算结果表明,舰载机的离舰攻角对其起飞气动特性影响最为突出.其次,迎风速度或甲板向前运动的速度越大,舰载机的起飞气动特性越好.计算中,离舰速度和侧向风对舰载机起飞气动性能的影响比起前两者要小.因此,为了提高舰载机起飞的气动性能,应尽可能使舰载机在最佳离舰攻角迎风状态下起飞. 展开更多

关键词 斜甲板 滑跃起飞 气动特性 动网格 Spalart-Allmaras湍流模型

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飞行器失稳平面振荡运动的物理机制 被引量：1

11

作者 杨云军 崔尔杰 周伟江 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第3期444-452,共9页

基于全局亚迭代耦合求解非定常流体动力学方程和刚体动力学方程(CFD/RBD),研究动不稳定飞行器在自由俯仰与自由沉浮二自由度下自激发平面失稳运动的非定常特征。数值研究表明:超声速锥-柱-裙飞行器的平面失稳运动发展为极限环形式,并伴... 基于全局亚迭代耦合求解非定常流体动力学方程和刚体动力学方程(CFD/RBD),研究动不稳定飞行器在自由俯仰与自由沉浮二自由度下自激发平面失稳运动的非定常特征。数值研究表明:超声速锥-柱-裙飞行器的平面失稳运动发展为极限环形式,并伴随着波系结构非定常变化;平面运动保持了自由俯仰基本运动特征,但同步自由沉浮使得极限环周期运动的振幅更小、频率更快;平面自由运动中飞行器绕靠近头部的"不动点"转动。基于第二拉格朗日方程和虚功原理,导出能够描述迟滞现象的参数化非线性动力学模型。多尺度近似分析(MTS)获得参数化运动特征:自激振动过程是拟简谐运动;平衡点阻尼是决定运动稳定特性的分叉参数;振幅特性与阻尼非线性相关,频率特性与刚度非线性相关;模型分析证实了平面自由运动的"不动点"现象并自洽地解释了沉浮自由度存在使得极限环振幅变小的动力学机制。非线性模型的理论分析、重构都与数值结果高度一致,从而有效地佐证了自激振荡建模研究的合理性。 展开更多

关键词 非定常流动 动稳定性 全局亚迭代 非线性动力学模型 耦合运动

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一个非常规前体机身的流动显示研究 被引量：1

12

作者 杨其德 马明生 +3 位作者 余涛 胡汉东 周乃春 张家信 《流体力学实验与测量》 CSCD 1999年第1期64-72,共9页

描述了有类似Ｅｒｉｃｋｓｏｎ前体的非常规机身的初步流动显示研究结果，包括测力、表面油流和激光片光流动显示结果和用层流Ｎ－Ｓ方程进行数值模拟的结果。计算和试验的参数范围：α＝０°～５０°，β＝０°～２０°... 描述了有类似Ｅｒｉｃｋｓｏｎ前体的非常规机身的初步流动显示研究结果，包括测力、表面油流和激光片光流动显示结果和用层流Ｎ－Ｓ方程进行数值模拟的结果。计算和试验的参数范围：α＝０°～５０°，β＝０°～２０°，虽然计算与试验所用的外形在后部有一些不同，但是两者在涡的位置方面显示了良好的一致性。同时研究也表明，大攻角的流动特性可以通过改变机身前体形状进行控制。通过研究还表明，这类前体在改善大攻角横侧方向安定性方面具有很大的潜力。 展开更多

关键词 大攻角 非常规前体 机身 流动显示 飞机

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基于等离子体流动控制的压力分布研究 被引量：1

13

作者 郝江南 高超 李尹喆 《科学技术与工程》 2011年第12期2715-2721,共7页

针对作用在顶角为20°的圆锥-圆柱组合体模型头上的带占空循环的等离子体激励进行了机理性研究。实验使用单电极介质阻挡放电(SDBD)等离子体激励器进行激励控制,压力动态传感器进行测量。在实验段为3.0 m×1.6 m的低湍流风洞中... 针对作用在顶角为20°的圆锥-圆柱组合体模型头上的带占空循环的等离子体激励进行了机理性研究。实验使用单电极介质阻挡放电(SDBD)等离子体激励器进行激励控制,压力动态传感器进行测量。在实验段为3.0 m×1.6 m的低湍流风洞中进行,实验攻角是45°。基于圆锥体底部直径的雷诺数为50 000。占空循环的频率为10 Hz。对不同占空循环比率下的相位锁定压力分布的收敛性和显著特征进行了研究,并将其与整体平均压力分布做了详细比较。 展开更多

关键词 涡稳定性 大迎角空气动力学 等离子体 流动控制

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直升机机身外形对气动特性的影响 被引量：5

14

作者 叶靓 徐广 +1 位作者 招启军 徐国华 《直升机技术》 2007年第4期1-8,共8页

基于FLUENT流体力学软件,进行了直升机机身流场的数值模拟和分析。描述了网格生成方法,给出了计算迭代步骤和流程图。针对ROBIN机身绕流场进行了计算,并与可得到的实验结果进行了对比,验证了计算结果的可靠性。在此基础上,以NUAA模型机... 基于FLUENT流体力学软件,进行了直升机机身流场的数值模拟和分析。描述了网格生成方法,给出了计算迭代步骤和流程图。针对ROBIN机身绕流场进行了计算,并与可得到的实验结果进行了对比,验证了计算结果的可靠性。在此基础上,以NUAA模型机身为算例,改变机身尾部、截面和头部形状对其流场进行了对比计算,给出了表面压强系数分布、机身阻力等计算结果,讨论了直升机机身外形参数对气动特性的影响,得出了一些有意义的结论。 展开更多

关键词 机身 FLUENT软件 直升机 数值模拟

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跨声速旋成体头部脱体激波的研究 被引量：2

15

作者 程克明 黄奕裔 《南京航空学院学报》 CSCD 1990年第3期1-6,共6页

本文在实验结果基础上,给出了一种计算锥—柱—船尾、拱—柱—船尾和圆球这三类旋成体脱体激波的工程方法。作为一个比较经典的方法,文[1]给出的方法已广泛用来计算物体低超声速飞行时的头部脱体激波。我们知道,理论上能检验脱体波计算... 本文在实验结果基础上,给出了一种计算锥—柱—船尾、拱—柱—船尾和圆球这三类旋成体脱体激波的工程方法。作为一个比较经典的方法,文[1]给出的方法已广泛用来计算物体低超声速飞行时的头部脱体激波。我们知道,理论上能检验脱体波计算合理与否的必要条件是圆锥激波脱体条件。考察文[1]方法后发现,该方法理论上不满足激波脱体条件;究其原因是由于物面肩部发出的声速线处理得较实际过于倾斜。实验结果表明,在M_∞→1时,声速线在物体横向相当一段范围内近乎垂直来流方向。据此本文对文[1]方法做了相应修正。修正过的方法既能满足激波脱体条件,又能与实际吻合较好;而且本方法适用范围较广。 展开更多

关键词 旋成本 跨声速 脱体激波 头部

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大型民机巡航状态下头部流动特性实验研究

16

作者 秦永明 董金刚 +2 位作者 张江 姚开明 黄湛 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2013年第2期46-49,共4页

高速巡航飞行时,机头的流动特性对大型民机的耗油率以及驾驶舱的舒适程度都有影响,民机高速巡航飞行时要求飞机头部尽可能不存在分离流动,高速气流在机头舷窗位置不出现激波。通过风洞试验,在FD-12高速风洞中得到了某民机头部的压力分... 高速巡航飞行时,机头的流动特性对大型民机的耗油率以及驾驶舱的舒适程度都有影响,民机高速巡航飞行时要求飞机头部尽可能不存在分离流动,高速气流在机头舷窗位置不出现激波。通过风洞试验,在FD-12高速风洞中得到了某民机头部的压力分布、彩色油流照片以及PIV空间流场显示结果。试验结果表明:在巡航状态下,机头表面主要是附着流动,来流马赫数为0.82时,机头舷窗后方局部出现超声速区。 展开更多

关键词 流动特性 风洞试验 FD-12风洞 民机 PIV

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基于设计变量空间范围自适应优化设计方法研究

17

作者 刘艳 白俊强 朱军 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2013年第3期362-370,共9页

通过对翼型优化设计方法的研究,对设计变量在设计空间的分布进行了探讨,建立了设计变量空间范围自适应优化设计方法,解决了优化设计模型建立过程中的设计变量空间范围的选择问题。该方法建立了聚集度的概念,利用聚集度对优化设计过程中... 通过对翼型优化设计方法的研究,对设计变量在设计空间的分布进行了探讨,建立了设计变量空间范围自适应优化设计方法,解决了优化设计模型建立过程中的设计变量空间范围的选择问题。该方法建立了聚集度的概念,利用聚集度对优化设计过程中设计变量在设计空间内的分布规律进行统计分析,并根据统计分布规律对设计变量的设计空间进行调整,将设计变量重构,实现了优化设计过程中的设计变量空间自适应。该设计变量空间范围自适应优化设计方法,一方面能够在给定的条件下扩大搜索范围来搜索满足工程设计需要的最优解,一方面又能够通过对设计变量的重构提高搜索算法的搜索效率。利用该方法对NACA 0012和NLF(1)0416翼型进行了优化设计,并与固定设计变量空间范围的优化设计方法进行对比分析。优化结果验证了本文提出的优化设计方法具有一定的可行性,可以在更大范围内找到最优解,并具有较高的优化搜索效率。 展开更多

关键词 自适应 设计空间 统计分布规律 聚集度 设计变量重构

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底部流动脉动压强特性研究

18

作者 郭辉 李素循 施岳定 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1997年第1期59-65,共7页

利用脉动压力测量技术，研究细长旋成体底部流动非定常特性，实验M数0．6～3．5。实验中对不同后体构型（圆柱后体和圆锥后体）模型进行测量，通过对测得的功率谱密度曲线、脉动压强均方根值以及相关函数等结果的分析比较，探讨底部流... 利用脉动压力测量技术，研究细长旋成体底部流动非定常特性，实验M数0．6～3．5。实验中对不同后体构型（圆柱后体和圆锥后体）模型进行测量，通过对测得的功率谱密度曲线、脉动压强均方根值以及相关函数等结果的分析比较，探讨底部流动非定常特性的某些规律以及模型外形等因素的影响。 展开更多

关键词 底部流动 脉动压力 非定常流动 飞机

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飞机在积水跑道起降过程的溅水雾化研究进展

19

作者 刘沛清 葛晨晖 屈秋林 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第21期78-103,共26页

飞机在积水跑道滑跑过程中的溅水雾化问题将直接影响飞机的起降安全性。根据形成机理的差异,溅水雾化过程可分为2个主要阶段,即起落架轮胎喷溅图型的形成和喷溅形成的水雾在空气流场中的运动。本文首先总结了针对溅水问题的起落架模型... 飞机在积水跑道滑跑过程中的溅水雾化问题将直接影响飞机的起降安全性。根据形成机理的差异,溅水雾化过程可分为2个主要阶段,即起落架轮胎喷溅图型的形成和喷溅形成的水雾在空气流场中的运动。本文首先总结了针对溅水问题的起落架模型试验、飞机滑行试验等研究,并对基于试验数据建立的工程估算方法进行介绍。由于溅水雾化的物理机制复杂,且试验成本高、定量评估困难,因此对于这一问题的数值研究得到了极大的关注与重视。随后,介绍了模拟积水跑道上轮胎运动过程的多种数值方法,其中光滑粒子流体动力学方法(SPH)在模拟溅水问题上具有显著优势,论述了基于SPH方法的大量数值研究。水雾流场运动是一种强非线性的气液两相流问题,阐述了基于离散相模型(DPM)的水雾流场特性数值研究进展,介绍了一种基于SPH方法、结合DPM模型的有限体积法发展而来的飞机溅水雾化数值计算平台。此外,对翻边轮胎等溅水抑制措施研究进行了相关说明。最后,对溅水雾化问题研究的未来发展方向进行了讨论与总结。 展开更多

关键词 溅水雾化 起降安全性 喷溅图型 水雾流场 光滑粒子流体动力学

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低雷达散射截面机身的气动特性研究

20

作者 潘家正 王一飞 张才文 《南京航空学院学报》 CSCD 1991年第2期7-13,共7页

本文通过对三个具有低雷达散射截面(RCS)隐身特性的“板块”多边形截面机身模型及通常的圆截面机身模型进行的低速气动特性的研究,包括迎角直到50°的低速风洞测力试验、水洞流谱试验及初步的工程估算结果与实验结果的比较,发现多... 本文通过对三个具有低雷达散射截面(RCS)隐身特性的“板块”多边形截面机身模型及通常的圆截面机身模型进行的低速气动特性的研究,包括迎角直到50°的低速风洞测力试验、水洞流谱试验及初步的工程估算结果与实验结果的比较,发现多边形截面机身不但具有良好的隐身特性,而且其气动特性也并不比圆截面机身差,其升力特性及最大升阻比大大优于圆截面机身;同时,在大迎角零侧滑条件下,能产生稳定的侧力,其值大于圆截面机身的侧力,发生迎角小于圆截面机身的发生迎角。多边形截面机身的气动力计算方法目前尚不成熟。本文建议在小展弦比机翼的计算方法基础上,按相应截面的外形特征给出修正方法,其计算结果接近实验结果。 展开更多

关键词 风洞 机身 气动特性 雷达 散射截面

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