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超音速翼型气动力特性研究摘要:本文研究方程为0.3(1)zx x =±-的轴对称超音速翼形在马赫数为2，攻角分别为0°，2°情形下的气动力特性，基于对翼型进行离散化处理得到该翼型的物理参数及气动力的近似解，并逐步减小空间步长x ∆来提高解的精度。
在步长数分别为5、20、50及攻角为0°、2°的条件下，计算求得翼型头部斜激波后的流动参数，并由此求解各分区相应参数，列出：表面压力Cp 分布曲线Cp －x ，及表面密度、温度分布曲线ρ/ρ∞-x 、T/T ∞-x 。
在不同条件下得出的轴向力Ca 、法向力Cn 、升力Cl 、阻力Cd 及绕头部顶点俯仰力矩Cm 的表格。
最终分析了编程计算的准确性与精度，分析了压力系数、温度、密度沿该翼型的分布特性，并分析了不同攻角对该翼型气动特性的影响。
问题描述已知方程为0.3(1)zx x =±- 的薄翼形，求该翼型在来流马赫数为2，攻角分别为0°，2°情形下的受力情况。
对x 范围（0，1）内分别按5等份、20等份和50等份进行离散计算，得到表面压力Cp 分布曲线Cp －x ，表面密度、温度分别曲线ρ/ρ∞、T/T ∞ 。
计算得出出轴向力Ca 、法向力Cn 、绕头部顶点俯仰力矩Cm 及升力Cl 、阻力Cd 。
计算方案:（一）计算思路：超音速来流以一定攻角遇到类似于楔形体的机翼前缘，在上下面都有可能产生附体斜激波，要是攻角过大也有可能不产生附体斜激波，这里首先需要根据斜激波的θβ-关系曲线图来作出判断。
经判断，如果顶点处产生斜激波，即使用斜激波前后的马赫数、密度、温度、压强计算公式计算出顶点斜激波后的各项物理参数。
接着，根据翼型的形状可知，气流在通过膨胀波之后会经过一系列的向外的转折角，根据普朗特-迈耶膨胀波理论，超音速气流经过每一个折角都会产生膨胀波。
根据数值计算的基本原理，计算机不能处理连续曲线上随x值变化而连续变化的折角，所以在计算之前必须对翼型的几何结构进行离散化处理。
飞机叶片流场分布飞机叶片（通常指的是涡轮发动机或风扇叶片）的流场分布是指围绕叶片的空气流动特性。
这些流场特性对于飞机发动机的性能至关重要，包括其推力、效率、噪声和寿命等方面。
叶片流场的分析对于设计和优化这些发动机组件非常重要。
流场的关键特征1.层流与湍流：在叶片表面附近，流动可能从层流开始，即流线平行、流动平稳。
随着速度的增加或叶片表面的粗糙度，流动可能转变为湍流，特征是流动不稳定、有涡旋。
2.分离流：当空气流过叶片时，尤其是在叶片后缘或弯曲部分，流动可能会从叶片表面分离，形成涡旋。
这种分离会影响叶片的升力和拖曳力，进而影响整个发动机的效率。
3.激波：在高速飞行或高速气流（如超音速飞机的涡轮叶片）中，流动速度可能接近或超过音速，导致激波的产生。
激波会引起压力、温度的突变，增加阻力和热负荷。
4.压力分布：叶片的前缘通常设计为较薄的形状，以最小化流动阻力。
叶片的压力面（朝向来流方向）和吸力面（背离来流方向）会形成不同的压力分布，这对叶片的升力产生关键影响。
流场分析方法计算流体动力学（CFD）：现代飞机叶片流场分布主要通过CFD软件进行模拟和分析。
这些软件能够详细模拟流过叶片表面的复杂流场，包括速度、压力、温度分布等。
风洞实验：除了计算方法，风洞实验也是研究叶片流场分布的传统方法。
通过在风洞中测试叶片模型，可以实际观察和测量流场特性。
PIV技术：粒子图像测速（PIV）技术是一种先进的实验技术，通过跟踪流体中的微小粒子来可视化和测量流场速度。
结论飞机叶片的流场分布对其性能有着决定性的影响。
通过精确的流场分析，可以优化叶片设计，提高发动机效率，减少噪声，延长使用寿命。
随着计算和实验技术的发展，对叶片流场的理解也在不断深入，推动着航空发动机技术的进步。
层流翼套气动力测量飞行试验进展作者：张鹏程余建虎来源：《中国科技纵横》2017年第18期摘要：减阻是飞行器设计的主要目标之一。
基于层流减阻概念的层流机翼翼套气动力测量飞行试验在国外大量开展。
本文介绍了层流技术类别，回顾了国外层流翼套气动力测量飞行试验的主要研究历程及气动力测量手段的发展，分析了层流翼套飞行试验实施特点，展望了层流翼套飞行试验在新气动技术、层流翼研究、CFD/风洞与飞行试验相关性研究中的应用前景。
关键词：层流机翼；翼套；飞行试验中图分类号：V211.412 文献标识码：A 文章编号：1671-2064（2017）18-0042-02飞机在大气层内飞行时，表面边界层流动状态分为层流和湍流两种截然不同的形式。
光滑而有序的层流摩擦阻力远低于无序涡动的湍流摩擦阻力（可以低90%）[1]。
增大机翼表面层流边界层范围，就可以减小摩擦阻力。
人们一致致力于层流边界层的控制研究，在理论和试验研究基础上提出了层流翼型设计方法。
期间形成了自然层流（NLF）、主动层流控制（LFC）和混合层流控制（HLFC）三种概念[2]。
1 层流翼套飞行试验对国外层流翼飞行试验一般都采用加装层流翼套来进行。
具不完全统计，自1934年至2013年，国外至少进行了29型飞机，90余项内容的层流翼套飞行试验，试验类型包括自然层流、主动层流控制（LFC）及混合层流控制（HLFC）。
1941年，NASA中心使用一架B-18飞机进行了层流翼套飞行试，验，在左机翼上加装了一个全弦向翼套。
翼套20%至60%弦长位置进行了层流控制改装，如图1（a）所示。
1970年左右，NASA进行了F-111/TACT自然层流翼套飞行试验。
在F-111/TACT飞机的右机翼上改装一段自然层流翼套，进行不同后掠角的跨音速自然层流翼套的压力分布及转捩测量的飞行试验，如图1（b）所示。
试验翼套采用了跨音速超临界自然层流翼型。
由于翼套设计之初未考虑横流扰动对转捩的影响，飞行试验得到的层流区并没有达到预期的结果，但是验证了该层流翼型在不同后掠角及雷诺数下其压力分布及转捩特性，并与风洞试验及理论计算的结果进行了对比[3]。
A.风洞实验的基本原理是相对性原理和相似性原理。
根据相对性原理，飞机在静止风洞实验空气中飞行所受到的空气动力，与飞机静止不动、空气以同样的速度反方向吹来，两者的作用是一样的。
但飞机迎风面积比较大，如机翼翼展小的几米、十几米，大的几十米(波音747是60米)，使迎风面积如此大的气流以相当于飞行的速度吹过来，其动力消耗将是惊人的。
根据相似性原理，可以将飞机做成几何相似的小尺度模型，气流速度在一定范围内也可以低于飞行速度，其试验结果可以推算出其实飞行时作用于飞机的空气动力。
[1]B.风洞实验原理及实验仪器一、实验目的通过参观，让学生了解风洞实验装置的构造、作用，常用的风洞实验仪器及作用，风洞实验的过程和风洞实验的原理。
二、风洞系统简介风洞作为一套完整的空气动力实验装备，其构造是较为复杂的。
按风洞实验段气流速度的大小，一般可分为：低速风洞（M≤0.3），高亚音速风洞（0.3≤M≤0.8），跨音速风洞（0.8≤M≤1.5）。
超音速风洞（1.5≤M≤4.5）。
高超音速风动（4.5≤M≤10），极高速风洞（M>10）。
1．以805实验室HG-4号超音速风洞为例，它主要由以下几部分组成：l 气源系统：由大型空气压缩机提供清洁干燥的高压空气；l 风洞本体：由高压管道、紧闭阀、快速阀、调压阀、稳定段、喷管、试验段、攻角机构、可调节超音速扩散、亚音速扩散段等组成；l 控制系统：控制系统及模型状态等；l 测量系统：测量系统系数、模型空气动力及模型转速，并作为纹影显示及摄影等，l 消音系统：降低噪音。
实验过程：空气压缩机把压缩空气打进储气瓶储存起来，压缩空气经管道流向风洞。
实验时，预给调压阀一开度，开启紧闭阀至完全打开后，开启快速阀，压缩空气经稳定段至喷管，到达试验段时已获得所需超音速流场，待稳定后测量系统工作。
最后气流经扩压段扩压向出口消音塔排去。
2．低速风洞构造、作用：低速风洞的动力由风机提供、风速可通过调整风机的转速来调节。
高超音速飞行器高空飞行气动特性研究1近空间飞行器气动特性研究1,21,23 蒋勤学叶友达卢笙(1 国家计算流体力学实验室, 北京 100083;2中国空气动力研究与发展中心，绵阳 621000;3北京航空航天大学宇航学院，北京 100083)高升阻比外形飞行器在高空巡航时，空气密度随高度变化，当飞行到一定高度时摘要必须考虑高空低密度效应。
在壁面区域，无滑移条件不再成立，采用滑移条件才能较好的描述，而在流动的其它区域，连续介质模型仍然成立，控制方程采用N-S方程。
本文通过在壁面考虑有滑移的壁面条件对高超声速飞行器在不同高度飞行状态进行数值模拟，并对气动力特性进行了分析。
关键词高超声速滑移条件数值模拟1、引言飞行器处于高超声速飞行时，高空的密度和压力随高度增加而降低，高马赫数，低雷诺数是周围绕流流场的主要特征。
周围流场仍然使用连续介质模型，飞行器壁面采用无滑移壁面。
但当飞行高度进一步升高，伴随着雷诺数的减小，在固壁附近连续介质假设不再成立，Kn数表现出高空低密度效应。
在此区域，分子的平均自由程变大，连续介质模型不再适用。
,的定义为分子平均自由程与流动的特征尺度L之比:,,KnL (1)KnKn,0.01Kn,0.01可以按照数的大小进行流动分区，当时，可将气体视为连续介质，当时为稀薄流区。
[2]若以雷诺数和马赫数判断时，流动分区为: ReM,,连续流区M,,0.01Re, (2) 滑流区M,0.01,,1Re, (3) 过渡流区MM,,,10,,1ReRe,, (4) 自由分子流区, 基金项目:国家自然科学基金资助项目(90505016，10321002)M,,10Re, (5) 该效应使无滑移的壁面边界条件不再成立，壁面上将出现速度滑移和温度跳跃。
由于高空飞行雷诺数较低，流动为层流。
本文采用高超音速的升力体外形的三维绕流流场进行了数值模拟，求解了完全气体的N-S方程，对壁面采用无滑移条件和滑移条件。
高超声速风洞试验介绍摘要风洞即风洞实验室，是以人工的方式产生并且控制气流，用来模拟飞行器或实体周围气体的流动情况，并可量度气流对实体的作用效果以及观察物理现象的一种管道状实验设备。
风洞实验是飞行器研制工作中的一个不可缺少的组成部分。
它在航空和航天工程的研究和发展中起着重要作用，这种实验方法，流动条件容易控制。
实验时，常将模型或实物固定在风洞中进行反复吹风，通过测控仪器和设备取得实验数据。
高超声速风洞是指马赫数大于 5的超声速风洞，主要用于导弹、人造卫星、航天飞机的模型实验。
本文主要介绍常规高超声速风洞和实验所用高超声速风洞。
1. 引言风洞（wind tunnel），是能人工产生和控制气流，以模拟飞行器或物体周围气流的流动，并可量度气流对物体的作用以及观察物理现象的一种管道状实验设备，它是进行空气动力实验最常用、最有效的工具。
风洞主要由洞体、驱动系统和测量控制系统组成，各部分的形式因风洞类型而异。
风洞种类繁多，有不同的分类方法。
风洞种类繁多，有不同的分类方法。
按实验段气流速度大小来区分，可以分为低速、高速和高超声速风洞。
2. 高超声速风动高超声速风洞是指马赫数大于 5的超声速风洞，主要用于导弹、人造卫星、航天飞机的模型实验。
实验项目通常有气动力、压力、传热测量和流场显示，还有动稳定性、低熔点模型烧蚀、质量引射和粒子侵蚀测量等。
高超声速风洞主要有常规高超声速风洞、低密度风洞、激波风洞、热冲风洞等形式。
高超声速风洞如要在风洞中获得更高 M数的气流（例如M≥5）,一般来说单靠上游高压空气的吹冲作用还不能产生足够的压力差，这时在风洞下游出口处接上一只容积很大的真空容器，靠上冲下吸便可形成很大的压差，从而产生M≥5的高超音速气流。
不过气流在经过喷管加速到高超音速的过程中会急剧膨胀，温度会随之急剧下降，从而引起气体的自身液化。
为避免液化或模拟需要的温度，必须在高超音速风洞中相当于稳定段处装设加热装置。
高超音速风洞依加热原理和用途的不同有多种型式。
超音速飞机马赫锥角度计算公式
马赫锥角度计算公式是超音速飞机设计中一个重要的参数，它直接影响到飞机的性能和气动特性。
马赫锥是指在超音速飞行过程中，飞机前缘所形成的锥形区域，其内部的气流速度始终保持在音速以下，而锥形区域以外的气流速度则逐渐升高。
为了确保飞机的稳定性和安全性，马赫锥角度的计算至关重要。
在超音速飞行中，马赫锥角度的计算公式如下：
MAACH = arcsin(β×sin(α))
其中，MAACH表示马赫锥角度，β代表背压系数，α代表攻角。
背压系数β是超音速流场中一个重要的参数，它与流场压力分布密切相关。
在设计超音速飞机时，需要根据飞行速度、气动负荷等因素确定合适的背压系数。
攻角α则是飞机迎风方向与飞行速度方向的夹角，它对马赫锥的形成和飞机的气动特性产生重要影响。
在实际应用中，马赫锥角度的计算需要考虑多种因素，如飞行速度、气动负荷、空气密度、温度等。
此外，还需要根据飞机的气动特性进行反复修正，以确保计算结果的准确性。
马赫锥角度计算公式的应用范围广泛，可用于超音速飞机的设计、分析和优化。
通过合理调整马赫锥角度，可以提高飞机的性能和气动特性，降低阻力、提高升力，从而实现更加高效、节能的超音速飞行。
在未来，随着超音速飞行技术的发展，马赫锥角度计算公式将不断完善和优化，为超音速飞机的设计和飞行提供更加精确的理论依据。
同时，也有利于我国超音速飞行领域的研究和探索，推动我国航空事业的繁荣与发展。
