大型飞机阻力预示与减阻研究

1、第卷第期力学与实践年月大型飞机阻力预示与减阻研究马汉东）崔尔杰（中国航天空气动力技术研究院，北京）马汉东，研究员，博士生导师年毕业于北京大学力学系力学专业，现任中国航天空气动力技术研究院副院长，首批“新世纪百千万人才工程”国家级人才主要从事计算流体动力学、飞行器空气动力学和气动光学效应等方面的研究工作获部委级科学技术进步奖项，发表学术论文余篇，在力学应用基础研究以及工程应用方面均取得了一定的成绩摘要简要说明了大型飞机减阻的重要意义，对国内外大型飞机计算流体动力学（）和风洞实验等阻力预示技术进行了初步的评估和分析，重点论述了大型飞机减阻气动布局及装置、减低诱导阻力方法和减低摩阻方法的研究现状和发

2、展趋势，指出中国需要进一步提高和风洞实验阻力预示技术水平，同时加强对气动布局、优化设计以及流动控制等基础科学技术问题的研究对中国发展大型飞机能起到借鉴和参考的作用关键词减阻，阻力预测，大型飞机，气动布局，流动控制）（，），（），收到第稿，收到修改稿 ）：力学与实践年蓦卷引言投攥中毽国民经济积社会发震第十一个五年规大型飞机的实际飞行统计数据表明，阻力与燃油经济性呈现密切关联。对予不网的飞机，在某一典型静使用率条件下，熊阻力藕当予每年囊漕耗必，划纲要，大型飞巍将是簧：薰点发展的辩技王程。依据翻前的科技水平，中圜完全有能力制造出类似予波音或空客的大型飞机，但是要发展一个在霞际市场上具有竞争力憋大型飞

3、税就绝毒塾甥事，昀菔空燃漓数大约魏下：为，为，为，为这些数字还是相当惊人的。必须从大型毽机的一些蒸础科学技术问题傲越，其中力学将越到重要的支撑乍蔫，这已为舷空眷强力学爨新共谖，因此，航空雾帮力学雾都一矗在努力减低大型飞机的阻力，提高飞行性能魄施根斯在其专著干线飞飘空气动力学耩飞行力学【】中对亚音速干线飞减阻是大型飞撬发震的基磁科学技术、蘧麓之从空气动力飞行伊始，阻力就是飞行器设计中的主要问题从力学的观点来看，飞机在巡航飞行中，箕重力漱舟力平鹰，阻力惠接力乎衡，溺戴发动枫的蘸量消耗主要矮予克服阻力。飞撬在离溉声速巡航飞行时具有较低潞空气阻力，这也就是为什么大型飞橇大都在高亚声速巡航飞行的原因另外

4、飞槐航程满足关系式视的发装蓠途进行了论述，指遗薪一代受为完善瓣涡扇发动机的推广使用是进一步改进客机和运输机燃油效率的主要方向之一；提高干线客机燃油效率的第二个主要方内是在气动力方面开展工俘：设计翼剖蕊孰厚酶丈震弦毖瓿冀，泼保证在巡靛速度飞行时减低诱导黧力程提毫升隘毙，减小摩擦阻力、降低干扰阻力、改进起降增升装置等问题也同样繁要。瓜。历魄，既胼、矿未米，随着空气动力学、新材料和航空推进技术的进步，过去难以实现的非传统飞机构型（见图）将褥刘发蓑，蕊空界蒋遭求空气动力牲麓更懿撬越的大型飞税，其中祝翼视囊融合谆、盒式翼等救认为是世纪最有前景的飞机气动构型【】式中，玉鸯舞隈抛，为飞行速度，辫比燃料消耗（

5、郄单位鼹阚产生推力所耀去酶燃料），为燃料总重，耽为基本重量强然，升阻比大或阻力小，飞机航程就远按式（），著探掩航程不变，增鸯鼙圭个阻力点（）攘懑予要减少位乘客（每位乘寓按磅计算）通常大型飞槐酶阻力系数在左右，可见靼嫒王个麓力点盼徽小变仡，都将零越飞撬效耀戆很大变纯。个瞪力点已被航空界接受为飞机阻力精度设计的标准。在中国大型飞机技术的发展过程中，必须充分考惑未来穗关毅零戆发震，选择中匡自己酶授术发展道路从大型飞机技术的发展趋势来蓊，飞机的设计更加重视“阻力”元素，多样性起飞巍（包摆布禺、航速等）为阻力预示及减隧技术酶发矮挺供了广阔的研究空闻。缓丝髦纯簪，厶，骨；。泣飞拶。髫骚毒：呻矗攻叠王蠢。删

6、。，盛土域曩，：映、雁妇耥”力晕心荟，一一量。么。导急一力对§图大麓飞机气动多澎憋辫麓第期马汉东等：大型飞机阻力预示与减阻研究大型飞机阻力概念及分类大型飞机阻力预示方法及能力评估从流体力学的角度，阻力仅有两种，一种是由压阻力预示方法可分为类：工程方法、方力差所形成的，另一种就是流体的黏性所造成的法、风洞实验和飞行试验但是，为了设计方便，飞机阻力往往是按照产生的基于理论近似和经验修正的工程方法一般只适原因或部件的名称进行命名，如诱导阻力（用于飞机的概念或者初样设计；而风洞实验和飞行）、寄生阻力（）、压阻（试验的工程方法又需要大量的实验数据，其精度也）、摩阻（）、底阻（）、波阻依赖于原始

7、数据国内外工程方法都比较成熟，在（）、涡阻（）、干扰阻力（此不再赘述）等等，一般分类为：总阻含诱导阻力和寄生阻力，寄生阻力含压阻和摩阻，压阻含底阻、波是通过方程的数学离阻、涡阻、干扰阻力等散计算而获得流动解，目前已取得了越来越广泛的应用，特别在大型飞机的气动设计方面，工作定性上看，诱导阻力和寄生阻力具有相反的变已占到气动工作的以上，但在阻力预示化规律（如图所示），总阻最小点恰处于高亚声速方面，仍然面临着巨大挑战段，这也是民用大型飞机大都在高亚声速飞行的原因之一由于大型飞机一般都在总阻最低处巡航飞因此，国际上很重视大型飞机的阻力预示工作，行，从图可以看出，诱导阻力和寄生阻力所占总阻有组织的国际性

8、的阻力预示对比分析工作已有数十的比例相当对一典型的四发动机大型客机来说，与年的历史，先后以翼型（）、标模、翼身组升力分布、旋涡相关的诱导阻力约占总阻的，与合体和全机等作为对象开展了计算研究及与实验结压力、边界层状态相关的寄生阻力约占总阻的果的对比分析，所用的计算软件包括，陷，阻，一等等，目的是评估并提高阻力的预示精度进入世纪后，又开始了新一轮的预示评估工作应用气动技术委员会年成立了跨声速运输机巡航阻力预示工作组，制订规划并由各国进行计算和实验，随后有种商用或研究性格式提供了翼身组合体的个流动解等【】对第届阻力预示专题讨论会进行了总结，结论是巡航条件下阻力计算的散布度为速度个阻力点，图是翼一身组

9、合体阻力极曲线的一组计算结果，结果并不令人满意图阻力与飞行速度的关系年月又组织了第届阻力预示专题讨论会，对和（翼一身舱一吊为了给出具体的量级概念，以波音基本型为例加以说明在升力系数为时（含机身的贡献），机翼压阻为个阻力点（内含波阻个阻力点）、诱导阻力个阻力点；摩阻方面，机翼为个阻力点、机身个阻力点、尾翼个阻力点、发动机舱个阻力点，其它个阻力点，总计有个阻力点（具体数据会随各型有所变化）由此可见，机身、机翼阻力占了主要部分，是减阻的主要方面，但是其它部件的减阻也很重要，每一个阻力点都是设计所必须考虑的图 阻力极曲线（，×）力学与实践年第卷架）构型做了改进计算，详细考察了网格影响，图为不

10、同网格条件下总阻力计算的结果比较剖，阻力一偏差为个阻力点，显然第届比第届的阻力散布度要小年月又组织了第届阻力预示专题讨论会，尚未见到具体的文献资料一一。，。乱矿，！图高雷诺数飞行试验与风洞实验结果的差别审一一一一一一也扣一鲥，中国在阻力精确预示方面比较薄弱，可用：争一鲥，一一鲥，一的软件系统较少国内跨声速风洞实验雷诺数很难：达到（）×量级（参考长度为平均气动弦长）。口口一“匝到以上，风洞湍流度与实际飞行也有所差异，飞行试一一一一验研究极少，实验数据的外推技术研究很不充分，一凸，旷器一：甲剐一粗中国在这些方面都需要大力地开展研究一一一一大型飞机减阻方法一图阻力曲线（，×）关于

11、大型飞机减阻问题，有比较深入的综述由于中国在此方面研究不多，因此本文从上面的阻力预示专题研究可以从技术研究和工程应用的角度，按以下个方面进看出，不同计算格式比较、相同格式不同网格下计行介绍：减阻气动布局及装置、减低诱导阻力的方算结果的比较以及计算结果与实验结果的比较，都法和减低摩阻的方法，希望对减阻技术有一个概貌有相当的阻力偏差由于总阻中各分量有此消彼长描述的情况，各阻力分量偏差可能更大一些阻力预示偏差的主要原因是网格和湍流模型等的不确定性，减阻气动布局及装置而且，目前对比研究范围还只是飞行包络中的减阻气动布局是减阻的主要方面，特别在早期，极小一部分，还缺乏系统的确认研究这些都说明人们对飞机的

12、布局原理还不是很了解的时候，设计阻力预示技术仍需要继续改进出来的飞机阻力往往很大，甚至造成阻力发散通在风洞实验方面，大型飞机的实验雷诺数要比中过研究，找到了一些减低推迟阻力发散的气动构小型飞机高一量级，加上跨声速模型尺寸受制较大，型技术，如跨声速面积率、超临界机翼、后掠翼、小常规跨声速风洞实验雷诺数很难达到平均气动弦长翼和端板等，这些技术都具有里程碑的意义，在现的（）×量级欧美都有先进的跨声速风洞代军民机都可以看到小翼和端板也是减低诱导（如，），实验雷诺数可高于常规跨声速风洞阻力的方法，下面还有论述的个量级，但公开发表的往往都是一些常规跨现代大型飞机设计对气动布局依然十分重视，声速风

13、洞的实验结果，如法国，美国特别是在减阻气动布局方面，主要通过表面构型技×跨声速风洞高雷诺数的飞行试验术（）来实现，可以分为与风洞实验结果就会相差很大，图为，两大类，一类是附着流技术，另类是分离流技术。时的比较结果（风洞实验时采用了固定转捩附着流技术是飞机最基本的设计技术，也是飞机方法），这是非常典型的一组结果设计的标准之一飞翼以及飞翼机身融合体都是目前，国际上风洞实验总阻预示的先进水平为偏附着流概念设计的典型例子，减阻效果可达以差士阻力点，摩阻预示比较困难，偏差也更大大上型飞机的摩阻比相似的小飞机为小，因为绝对粗糙度底部隔板是分离流表面构型技术的一种，目的不变，相对粗糙度下降，尺度效

14、应等尚未充分解决是减低底部阻力，由年提出，可减低第期马汉东等：大型飞机阻力预示与减阻研究钝尾缘翼底部阻力以上现在有不同的演化形式，并被推广用于地面车辆的减阻另一种分离流年提出了基于旋转柱体的活动表面减阻技术，旋转柱可安装在翼前缘、翼后缘或者翼上表面，有增升、减阻和推迟失速的作用，可减低阻力以上当然，飞机设计时必然要考虑其它减阻措施，如最小浸润面积、流线型外形、机翼平面形状优化、尽量避免间隙台阶等，操纵系统也要仔细设计减少配平阻力，翼体要整流以减少干扰阻力，合理加大翼展减少诱阻，弯度和扭转适中并保持好的二维特性等等一架阻力性能优良的飞机，往往是各种减阻表面构型技术是驻涡减阻，（）首先将这种概念用

15、于飞机，后来被广泛用于各类机翼，可减低阻力以上除了上述减阻气动布局技术以外，还发展了许多与减阻气动布局密切联系的减阻装置，主要有：（）后缘装置波阻占总阻的比重虽不大，但加以控制可以提高巡航马赫数为了减少波阻设置后缘装置，大弯度后缘可以减少上表面的压力恢复，并使直激波变成入波，弱化激波强度这些想法已在飞机上使用；年月波音公司宣布在飞机上采用后缘变弯度系统，从而减少巡航阻力（相当于减重）在巡航时后缘襟翼偏转增加。，系统虽然因此增加重量，却减少了个阻力点（）微涡发生器微涡发生器是向翼表面附近区域注能防止流动措施的综合运用及其折衷，决不是单一措施所能够完全解决的减低诱导阻力的方法诱导阻力在巡航时约占总

16、阻的，在爬升时会占总阻一半还多，有时达当机翼承受升力在后缘拖出自由涡系时，由于机翼上下表面的压力差，翼尖处气流强烈翻卷形成了强旋涡，并在尾迹中卷成一对集中涡，此涡系在机翼上产生的诱导下洗速度改变了当地有效速度方向，对飞机而言就好像有分离的表面小型装置年和年用飞机作了飞行试验，试验结果表明增升，减阻，且升阻比提高型已装上了微涡发生器，位于机翼上表面外侧，从而达了飞行攻角一样，于是升力在飞行方向上就有了投影分量，从而产生了诱导阻力减低诱导阻力就是要设法消除翼尖处的集中涡，使洗流具有均匀的分布为了消除翼梢处上洗的旋涡流动，人们发展了各到了最大的巡航速度，扩大了航程，有了更好的操纵性使该机于年获得了国

17、家航空协会的奖励最近有人】用（雷诺平均）计算了装有多个微涡发生器的翼型流场微涡发生器是项新技术，这类主动微流体控制技术随着高级空气动力学、智能材料、工艺、式各样翼梢装置，常见的有翼梢小翼、翼梢栅格、翼梢帆片、翼梢涡轮等翼梢小翼已取得应用，如的小翼、的融合型小翼等等，但其它翼梢装置大都处在研究阶段翼梢小翼是装在翼尖区螺旋形气流中与翼平面成一定角度的小翼面小翼面改变了翼梢流动，减少了机翼上下表面的展向诱导流动，减弱了翼尖旋涡并使旋涡扩散，使得机翼下洗速度变小，小翼还产生侧向力小翼也有同时在机翼翼梢上下各装一个的复杂情况，一般以上小翼为主小翼形状通常呈梯形，典型尺寸高，上边，下边为，由铝、钛合金及石

18、墨材料等制成，翼重约小翼设计应经过细致的空气动力学实验和计算，包括测速和模拟等实践表明，经改进后机先进结构集成和新的系统控制理论的发展，将会减少系统的复杂性和重量，取得更好的效果（）切向缝隙喷流在两个单元机翼之间引入加速的缝隙喷流，可以加速副翼边界层流动，从而推迟边界层的分离，起到减阻的作用这种方法也可用于冷却下游单元构件，与吹气类似，它可以增强高温部件与气流之间的热交换，使部件保持一层冷流，从而使系统可以在高速流动下仍然能够工作年提出在机翼尾缘喷气，减低阻力达以上（）多孔壁年发展的多孔壁减阻技术，可翼，阻力可降，节省燃料一，可多带负荷以增加边界层的能量，从而起到增升减阻的作用，特别是可以减低

19、跨声速波阻，可减低阻力以上（）活动表面椭圆型机翼具有较小的诱导阻力，因此常被拿来当作比较研究的对象椭圆型机翼之所以诱导阻力小，是因为它有均匀的下洗分布最近，美国犹它力学与实践年第卷（）州立大学的采用展向环量控制减动，可以观察到完全的层流流动，相应的阻力很低，低诱导阻力，声称对于任何形状的无后掠翼，存在甚至接近于平板阻力但是，边界层吸气系统相当复一种优化的几何气动弯扭分布，与无弯扭的椭圆杂，包括喷口参数、结构修型、动力系统、吸气流量机翼相比，具有同样小的诱导阻力水平，减阻可达等等而且壁面吸气要消耗能量，因此仅当系，并已获得了相关专利统所消耗的能量小于减阻所获得的益处时，壁面吸减低摩阻的方法气才是

20、有效的通常边界层吸气所需的法向速度是很小的，对表面压力分布几乎不产生明显的影响，由于黏性阻力与流动密切相关，因此减低摩阻基同时要求表面具有极小的粗糙度，法向吸气必需均本上都是从流动控制的角度来展开研究的，一方匀，以防对流动结构产生新的扰动面是尽可能地保持低阻的层流流动，另一方面是在湍流发生时，尽可能地使湍流流动阻力最低，这也柔顺壁减阻是比较近期的一个概念，它是在气是目前流体力学最富有挑战力的课题之一关于减动面上覆盖一层柔性膜其想法来自于对海豚柔性低黏性阻力的方法，年代末有比较皮肤以及动物推进的观察柔顺壁与边界层相互作系统的介绍从目前来看，比较活跃的研究领域主用，并对边界层的发展产生影响，因此表

21、面挠性波要包括以下几方面长与边界层厚度应具同一量级，同时振幅应与黏性层流流动控制减阻子层同量级这样，当流体流动对表面产生作用，对相对于湍流流动，层流流动具有较低的黏性阻于长波边界层流动能够保持附着，从而产生减阻效力因此，对流动进行控制使之保持层流状态，是减果但是柔顺壁减阻并不是一件容易的事情，必须阻的一个重要方面采用主动流动控制措施的称之对柔顺壁特性有很好的理解，否则柔顺壁也可能激为层流流动控制（），主要措施有边界层吸气、壁发边界层分离面冷却和共振壁技术被动层流流动控制称之为自由于边界层中（）波的扰然层流流动控制（），主要有柔顺壁技术和大涡破动作用，会促进流动由层流向湍流发展壁面冷却碎技术目前

22、的发展趋势是将和两者结可以衰减波，从而可以提高最小临界雷诺数，合，即混合层流流动控制技术（），由于要兼顾推迟流动转捩的发生实验室条件下对于平板摩阻自然层流区带来的好处，增益不及，但减低可达，然而对一般情况，壁面冷却是不实整体上仍然比较可观用的，也许仅是一种实验室装置的研究开始于年代，在野马高湍流流动控制减阻亚声速飞机、一验证机、民机、一战（）被动湍流减阻斗机等飞机上对层流控制作过大量飞行试验年应用技术飞行试验成功，应用少量众所周知，平板具有很小的阻力，因此科学家们抽吸，转捩位置就有明显后移，所有的抽吸装置均一直在推测是否有某种表面其阻力比平板的还小可装入中等尺寸民机的机翼中年在世纪年代的实验研

23、究表明，与流动方向一致（机翼）和（尾翼）上也作了的试验的小凹槽（肋条）具有改善边界层近壁结构的特性对于大型客机机翼、尾翼前缘后掠角小于特别地，已证明对于边界层低速流动区域的小涡的时，前缘区域能保持自然层流状态，由于其后有逆生长和猝发相关的雷诺应力，小凹槽（肋条）具有限压梯度的作用就要采用主动层流控制（）技术制其生成的作用凹槽（肋条）有，等形状，高亚声速的大型客机，后掠角较大，只有通过多孔如图所示凹槽（肋条）的物理尺度的优化研究（缝）表面吸走小量边界层空气，控制后掠诱发的横大多数测试的肋条高度都在一，宽高比向扰动，才不致使壁面层流迅速向湍流转捩约为以下简要介绍较为常见的减低摩阻的流动控制采用凹槽

24、（肋条）大约可以减低摩阻左右技术对于巡航飞行的大型飞机，因此可使总阻降低左边界层吸气一般用于飞机机翼，通过吸除低动量右，非常可观流体来阻止流动转捩和分离在实验室中，这种方波音和空客都对凹槽（肋条）实际应用中所能减法是特别有效的，特别是对于高雷诺数和超声速流低的阻力水平进行了探究据相关报道，对于空客第期马汉东等：大型飞机阻力预示与减阻研究方向吹入微量气体（或液体），以减低表面粗糙度并改变壁面附近流动剖面，达到减低摩阻的效果年，研究中心，对概念进行了第期的验证实验，在种孔板中最终确定了种作为蒙皮，其表面摩阻不大于平板的，对这些蒙皮进行自由来流的微吹气发现，减低摩阻达无吹气平板的以上年，进行了第期的

25、评估实验，结果表明，当雷诺数较高时，压阻明显增加，而这正是大型飞机巡航飞行的状态因此预测，微吹气减低摩阻可达无吹气图凹槽（肋条）几何形状平板的是可能的后来，美国多个单位联合，的模型，的湿润表面覆盖形肋条包括，公司，（宽高比为），在巡航马赫数时可减摩阻和等，进行了蒙皮用于发动机舱的实际应用中往往采用的是特制的薄膜，而不减阻实验，用很小量的吹气，减低摩阻达一是直接安装在表面上的凹槽（肋条）有一些公司（如目前微吹气技术研究仍在深入开展，对超声速）生产肋条薄膜西北工业大学乔志德教授等也飞行情况也在积极的探索之中湍流减阻是一个远有减阻薄膜方面的研究成果从目前来看，减阻薄未解决的问题，流体力学家们仍在进行

26、着不懈的努膜在飞机上的实用性、工艺性等问题仍处在研究之力，特别是近年来结合现代技术如控制理论、直接中数值模拟（）技术等，进行了一些新的湍流减阻大涡破碎装置（）类似于表面肋条，可以减的尝试和探索等【】以线化二维方程反低摩擦阻力，其减阻能力也与肋条相当，且具有锥形馈控制作为壁面摩阻传感器，采用线性二次高斯尾缘的减阻效果最好过去年的实验研究表明，回路传递恢复复合控制（减阻效果依赖于雷诺数有时可以结）壁面吹吸合肋条使用，但其优化组合是需要进一步研究的课气作动器，使湍流减阻明显减低，如图所示题等【】采用探讨了横向行波进行湍流减阻的机理及其行波形式，直接数值模拟表明，有多种形式的可以减阻达，但相同的行波都

27、具有减阻效果，最高可达的实验对于弧形翼却毫无效果，这可能是由于装置本身的边界层发生了分离因此，总体性能依赖于装置本身的阻力特性（）主动湍流减阻利用表面添加物（）如聚合物、微气泡、固体粒子等，进行减阻，在近几年受到了特别的研究，原因是表面附着物可以抑制引起层流转捩的基本过程研究表明，减阻效果依赖于稀释溶液的分子特性，分子重量对于减阻特性起着重要的作用，目前大多数使用的添加物都是高分子量的聚合图流动控制与非控制阻力时间历程物这种方法对于内流减低摩阻可达，外流减低摩阻也达，由此提供了减阻技术的广阔前景但中国大型飞机需要解决的阻力问题在飞机上应用这套技术也有一些难点，如从表面释目前，国外对大型飞机阻力

28、问题十分重视美放聚合物的量以及系统运行所需的功率等需要细致国斯坦福大学著名教授（）在第届的研究研讨会上，把降低摩阻和诱导阻力列为大型微吹气技术（）】也是一项比较新的减阻技飞机项先进技术中的项；欧洲减阻网（ 术，发明于年，它是通过表面微孔在表面垂直）重点研究领域为：层流流动技术、自适应翼结力学与实践年第卷构和激波控制、湍流与分离控制及有关超声速流动问题中国在发展大型飞机的过程中，应重视对国外成功经验和先进技术的汲取，并大力开展相关基础问题的研究根据中国的具体情况，结合前面的论述及当前技术发展趋势，作者认为，中国大型飞机需要重点解决以下阻力及相关问题：（）高精度阻力预示方法及软件总体上说，中国软件

29、水平还非常低，数量也很少，软件质量更难以和欧美的相比，特别是的确认验证和软件鲁棒性方面差距极大，也缺少专用软件高精度阻力预示方法及软件是大型飞机气动设计的基础和工具，应给予重点发展（）风洞阻力测量、外推和飞行试验技术风洞实验方面应提高、完善阻力测量技术，降低实验和测量的不确定度；开展光基压测量技术如压项课题结束语未来大型飞机性能的提高将在很大程度上依赖于减低空气阻力然而，中国有关阻力问题的研究十分薄弱，阻力的精确预示及减阻将是中国大飞机研制所面临的重大课题中国对阻力问题的研究虽然不多，但气动及相关的技术也有近年的积淀，储备比较厚实同时，国际上关于阻力问题的研究仍在深入进行，并和现代技术密切结合

30、，可以为我们提供有益的启示因此，中国必须抓住机遇，争取在阻力问题上取得突破，为大型飞机的发展做出中国科技工作者应有的贡献参考文献铡、比施根斯主编孙荣科等译干线飞机空气动力学和飞行力学北京：航空工业出版社，敏漆（）技术、粒子成像测速（）技术，实现三维尾流测量技术；对大模型姿态角和畸变进行测定，发展实验修正和外推技术；结合风洞实验技术的发展，适时开展飞行试验研究年月第版，（）减阻布局原理及以减阻为目标的气动设计优化技术中国对于减阻布局原理的研究非常薄弱，特别，是很长一段时间，中国航空航天飞行器气动外形，主要是跟踪仿制，这制约了中国气动布局原理的发展，尤其是减阻布局研究大大落后于国外随着优化技术的发

31、展，通过对气动布局原理的研究，以及与优化技术相结合，很有可能在减阻布局上取得实效（）流动控制技术及减阻的新机理与方法中国流动控制技术还处于基础研究阶段，但国外却飞速发展，已进入工程应用性的研究阶段，开展了大量的飞行试验，为进一步应用打下了坚实的基础，如微吹气控制一战斗机大攻角前体涡流以及减少超声速湍流摩擦阻力、无尾飞机构型上开孔控制大攻角机动等等因此，中国必须加强对流动机理的研究，创新性地提出流动控制及减阻的新机理和方法（）超声速飞行相关气动问题：，：如，（一），（）：，当飞行速度进入超声速范围，还会出现一些新的气动问题从长远发展来看，这也是我们要面临的，：一 大型飞机阻力预示与减阻研究作者：

32、作者单位：刊名：英文刊名：年，卷(期：被引用次数：马汉东， 崔尔杰， MA Handong， CUI Erjie中国航天空气动力技术研究院,北京,100074力学与实践MECHANICS IN ENGINEERING2007，29(20次参考文献(11条1. C 比施根斯. 孙荣科 干线飞机空气动力学和飞行力学 19962. Kroo I Nonplanar wing concepts for increased aircraft efficiency,VKI lecture series on innovativeconfigurations and advanced concepts fo

33、r future civil aircraft 20053. Levy DW. Zickuhr T Summary of Data from the First 20024. Rumsey CL. Rivers SM Study of CFD Variation on Transport5. Reneaux J Overview on drag reduction technologies for civil transport aircraft6. Phillips WF. Alley NR Lifting-line Analysis of Roll Control and Variable

34、 Twist 20037. Gad-el-Hak M Interactive control of turbulent boundary layers:a futuristic overview 19948. Bushnell DM. Hefner JN Viscous Drag Reduction in Boundary Layers 19909. Hwang DP A Proof of Concept Experiment for Reducing Skin Friction by Using a Micro-blowingTechnique.AIAA,Paper 97-0546 (NAS

35、A TM-107315 199710. Lee KH. Cortelezzi L Application of reduced-order controller to turbulent flows for drag reduction 2001(0511. Du Y. Symeonidis V Drag reduction in wall-bounded turbulence via a transverse travelling wave 2002相似文献(2条1.会议论文 马汉东 简论大型飞机减阻技术 2007简要说明了大型飞机减阻的重要意义,重点论述了大型飞机减阻气动布局及装置、减低诱

36、导阻力方法和减低摩阻方法的研究现状和发展趋势,指出我国大型飞机研制需加强对气动布局、优化设计以及流动控制等基础科学技术问题的研究,同时需要进一步提高CFD和风洞实验阻力预示技术水平.2.学位论文 陈真利 小展弦比高效率气动布局研究 2007为了提高小展弦比飞机的气动效率，本文从飞机布局发展的历史角度，考察了为提高气动效率所能采取措施，结合小展弦比机翼的气动特性，提出了减小浸湿面积、增大浸湿展弦比以减小熵增阻力；采用展向载荷近椭圆分布设计，提高展向效率因子，减小诱导阻力的两种解决途径。利用面元法进行展向载荷设计，计算空气动力学方法进行阻力的细致分析。同时，通过对国外研究结果的分析，提出翼梢小翼作为进一步减小