开展了某背景飞机的高低速变雷诺数风洞试验,并对试验结果进行了分析;结合国外的一些变雷诺数风洞试验结论,给出了大展弦比运输类飞机雷诺数对升力、阻力以及俯仰力矩特性的影响规律。试验研究表明:升力特性方面,在中小迎角下,随着雷诺数增大,迎角相同时升力增加,大迎角时最大升力系数增大,失速迎角增大;阻力特性方面,随着雷诺数的增大阻力减小,并且最小阻力系数随着雷诺数对数的增加基本呈线性减小;俯仰力矩特性方面,随着雷诺数增大机翼后部载荷增大,低头力矩增大,稳定性增强。除此之外,文中还从雷诺数对气动特性影响机理角度出发,分析了这些规律形成的原因。

为了研究高速前掠翼飞机低速气动力变化特性,以一种NACA64A005高速薄翼型前掠翼翼身组合体模型为基本研究对象,包括相应后掠翼模型和细长边条前掠翼模型,开展模型纵向气动力低速风洞实验研究,模型攻角变化范围-4°^+36°,实验风速29 m/s,特征雷诺数4×10~5。结果表明:前掠翼模型与相应后掠翼模型升力和阻力变化特性基本相同;但前掠翼表现出较好的大迎角气动力性能发展趋势。翼根前加装面积仅为机翼面积5.2%的大后掠细长边条后,前掠翼模型升力特性和气动效率明显提升,33°迎角最大升力系数比基本前掠翼提高约40%。依据模型风洞实验实际条件,采用ICEM和FLUENT软件与雷诺时均N-S方程,进行前掠翼模型定常黏性空间流场气动力数值仿真,结果表明建模和边界条件设置合理,仿真计算能够支持分析风洞模型实验数据。

基于一种后掠翼翼身组合体刚性模型,为研究其低速升阻力和俯仰力矩变化特性,进行低速风洞纵向测力实验,迎角α为-4°^+36°。根据模型实际实验状态,数值模拟其低速粘性绕流流场和升阻力特性,特征雷诺数为4×10~5。实验结果表明:在-4°^+15°迎角范围内,模型升力系数按明显线性关系增大;31°迎角时,升力系数获得最大值为1.15。36°迎角时,阻力系数值达最大为0.807。模型升阻力数值模拟结果与风洞实验值在计算攻角范围吻合良好,最大相对偏差11%,结合流场计算结果分析能够支持和综合分析风洞实验结果。

分别建立大风区平地路段和路堤路段CR400型停留动车组的数值模型，进行60 m·s-1极限环境风速下动车组气动力特性的数值分析。基于动车组坡道停留受力模型，考虑空气升力对动车组纵向气动力的影响，计算空载和定员工况下动车组停放制动正常或失效时的起动阻力、停放制动力和所需防溜力，并制定相应的防溜措施。结果表明:风向角为0°~20°时，路堤路段上的停留动车组纵向气动力大于平地路段约3 kN，而风向角为20°~90°时，小于平地路段约5 kN;考虑空气升力时的防溜力，小于不考虑空气升力时的防溜力;在线路坡度为22‰、环境风速为60 m·s-1的最不利条件下，动车组停留在2种路段上，仅需要在头车和尾车各设置2个铁鞋即可满足防溜需求;风向角逐渐增大，动车组制动所需铁鞋数量减少，当达到70°~90°时，路堤路段上停留动车组空载工况下仅需要在...

为探索挖掘前掠翼气动力优势,构建了一种串置式高速前掠翼布局研究模型,在来流马赫数0. 8和-10°～+20°中小攻角范围内,按RANS方法并选用可实现k-ε湍流模型,数值仿真其定常三维湍流场纵向气动力和受前后翼位置影响的变化特性。结果表明:在10°攻角后,串置式前掠翼基本模型获得的升力系数比相应单前掠翼的有所提高,而升阻比变化基本相同,串置翼基本模型在5°攻角时升阻比最大;在5°攻角之后,后翼下置串翼模型的升力系数比后翼上置和基本翼模型有所提高,而升阻比变化基本相同;在前后翼翼面附近绕流中捕捉到局部激波,并且翼根与机身交接区域可见有低速旋涡;串翼试飞模型平飞姿态稳定并能做一定机动飞行,串置式前掠翼模型构建方案可行,仿真计算为后续进一步开展研究奠定了基础。