气动参数是飞机设计阶段非常重要的参数,在分析飞机飞行性能时,这些参数必不可少。目前获得气动参数的主要方法有工程估算、风洞试验、CFD数值计算等。对于工程估算法而言,限于其本身参数估算的性质,在纯方法研究上突破较少而估算模型及软件平台有不少成果。程锋、唐硕等,基于机理性的理论和工程模型建立了超声速/高超声速飞行器气动力快速估算平台。

针对决定超音速火箭滑索飞行试验失败关键的气动特性,文章采用经验估算、数值分析和飞行试验相结合的方法,对超音速火箭滑索进行气动特性研究。研究表明:工程估算法的结果仅在跨音速段与实际飞行结果相近,数值计算法的结果与实际飞行测试结果更为接近,所建立的数值模型、多选取的计算参数与所得到的数值结果较为可信,在结构强度允许的前提下,火箭前支撑臂采用翼型结构有助于气动阻力、提高气动升力,为同类型的超音速火箭滑索的设计与性能预测提供了依据。

为实现无人飞行器兼顾高低速飞行的特点,建议对变体飞行器气动外形展开研究。本文报告了国际上主流的两种变体飞行器发展现状,设计了一款U型变体无人飞行器气动外形方案,并对该方案进行了工程估算。分析了变体过程中以翼面积、空速、力矩、焦点位移等参数的变化趋势。计算结果表明,飞行器变体后翼面积减少26%,内翼段受到的弯矩增加35%,焦点前移7.5%,空速增加17%。初步实现了低速起降、巡航,高速冲刺、巡航的目标。

从位势理论出发,引进小扰动细长体理论中的部分思想,建立了任意截面弹体法向气动力的理论基础,推导出工程估算方法.该方法通过求解仅与截面形状有关系数,对已有的圆截面弹体气动力进行修正,很方便得到任意非圆截面弹体气动力特性.该方法预测结果与实验数据进行比较,具有较好精度.

随着导弹技术的不断发展和非接触式作战样式的出现,需要有一套快速的工程方法来估算带进气道的战术导弹的空气动力性能.针对带有进气道的面对称布局战术导弹,基于大量的研究和实验结果以及工程经验,把进气道视作极小展弦比的部件,建立了进气道法向力与压心计算的简化模型,采用部件组合法发展了一种适用于带有进气道的布局形式、计及非线性影响的战术导弹气动力和动导数工程估算方法及程序,计算结果与实验数据吻合较好.