大型客機(jī)減阻機(jī)理及方法研究（精）

緒論
大型客機(jī)減阻機(jī)理和方法的現(xiàn)狀綜述及趨勢研判
商用飛機(jī)的經(jīng)濟(jì)性設(shè)計
第1部分 大型客機(jī)的減阻理論研究
1．1 可壓縮層流邊界層流動特性研究
1．2 可壓縮湍流邊界層摩擦阻力分解理論
1．3 NLF0415后掠翼邊界層速度分布實驗研究
1．4 翼尖渦渦系結(jié)構(gòu)的生長演化及誘導(dǎo)阻力產(chǎn)生機(jī)理
1．5 基于渦搖擺特征的翼尖渦流場結(jié)構(gòu)修正及演化研究
1．6 基于LSA的翼尖渦不穩(wěn)定性特征的研究
1．7 民機(jī)尾流的剛性渦絲近似
第2部分 大型客機(jī)減阻機(jī)理研究
2．1 小肋減阻機(jī)理研究
2．2 基于小肋的湍流減阻大渦模擬研究
2．3 帶小翼的翼尖渦物理特征及搖擺機(jī)制的實驗研究
2．4 翼梢小翼誘導(dǎo)阻力性能渦絲動力學(xué)計算
2．5 大型飛機(jī)后體渦結(jié)構(gòu)演化與渦致力產(chǎn)生機(jī)理研究
2．6 遠(yuǎn)場阻力分解法在民用客機(jī)阻力精確預(yù)測中的應(yīng)用研究
2．7 超臨界翼型阻力發(fā)散特性研究
2．8 基于NURBS-FFD方法和改進(jìn)粒子群算法的翼梢小翼穩(wěn)健性設(shè)計
第3部分 大型客機(jī)減阻方法研究
3．1 面向三維機(jī)翼性能的超臨界翼型優(yōu)化設(shè)計方法
3．2 考慮氣動特性不確定性的穩(wěn)健優(yōu)化設(shè)計方法與應(yīng)用研究
3．3 飛機(jī)概念設(shè)計優(yōu)化平臺及其在自然層流飛機(jī)設(shè)計中的應(yīng)用
3．4 民用飛機(jī)減阻設(shè)計的關(guān)鍵數(shù)值支撐技術(shù)及其發(fā)展
3．5 基于TRIP軟件的y-RP日轉(zhuǎn)捩模型的標(biāo)定及應(yīng)用研究
3．6 基于高階精度數(shù)值方法的y-Re。轉(zhuǎn)捩模型標(biāo)定與確認(rèn)
3．7 高階精度轉(zhuǎn)捩方法在低速流動數(shù)值模擬中的應(yīng)用
3．8 C919機(jī)身模型小肋薄膜減阻高速風(fēng)洞實驗
3．9 層流翼型小肋減阻機(jī)理研究
3．10 翼型邊界層吸氣的數(shù)值模擬和優(yōu)化
3．11 混合層流翼套的吸氣控制研究
3．12 介質(zhì)阻擋放電等離子體激發(fā)器推遲后掠翼橫流轉(zhuǎn)捩
3．13 翼梢小翼幾何參數(shù)對機(jī)翼氣動性能的影響研究
3．14 大型客機(jī)后體渦流發(fā)生器流場的數(shù)佰模擬
索引