立式风洞尾旋技术改进及试验验证

为降低立式风洞尾旋试验系统对飞机自由尾旋试验结果的影响,开发了一套适用于尾旋模型的舵面遥控系统、优化了模型悬挂系统,研究了悬挂系统对飞机尾旋特性的影响。研究结果表明：研制的模型操纵面控制系统具备任意操纵面组合偏转的能力,可以满足飞机尾旋试验要求;悬挂系统各部件重量和外形变化对旋转角速度略有影响,对飞机尾旋迎角、尾旋改出方法、尾旋改出圈数等影响很小。     

水平风洞中开展飞机尾旋特性研究的理论分析

以某飞机尾旋特性为例,在水平风洞中利用具有3自由度的模型支撑装置开展飞机尾旋特性研究并进行理论分析;将基于3自由度装置的建模仿真结果与传统的6自由度飞行仿真、立式风洞尾旋试验结果进行对比,结果显示,三者具有较好的一致性;利用3自由度支撑装置开展飞机尾旋特性研究还可获得飞机尾旋进入和发展阶段的运动参数,可实现尾旋进入、发展及改出的全过程模拟。同时,研究了支撑装置曲杆惯量、机构摩擦和质心偏离等因素对飞机尾旋特性试验结果的影响,结果表明在曲杆及飞机模型设计时,需严格控制曲杆惯量和质心偏移,机构摩擦对试验结果的影响不大。     

大型飞机研制与模型自由飞试验技术

大型飞机研制过程中需要进行静态测力风洞试验，获得飞机小攻角条件下的气动特性，但对于飞机失速偏离尾旋研究，静态测力试验是不够的，无法获得飞机在失速过程中的动态特性与过渡过程。模型自由飞试验是一种动态试验，是通过飞机缩比模型来研究飞机的失速偏离尾旋问题，包括风洞模型自由飞试验和大气模型自由飞试验。     

飞机螺旋运动测量技术的发展

立式风洞是研究飞机尾旋与尾旋改出的特种设施。由于尾旋试验模型的大小受限于风洞的试验段尺寸和流场的边界条件,较难在模型内部安装测量系统,早期均采用外部系统对处于螺旋运动状态的飞机模型姿态进行捕捉、辨识,进而分析飞机的尾旋特性与改出特性。随着材料科学、智能加工技术和信号传输技术的发展进步,测量系统向模块化、微型化和超微型化发展,使得测量机构能够安置于飞机模型的内部,这样不仅可以实时测量数据并记录,不需要到试验后才进行判读和辨识,而且所测量的数据更加完整。     

Φ5m立式风洞旋转天平试验装置研制

Φ5m立式风洞旋转天平试验装置是为开展飞机尾旋特性研究而研制的重要基础设备,主要用于测定模型在绕风轴以不同速率作等速旋转状态下的气动特性,为飞机尾旋特性的分析和预测提供必要的气动参数。该装置采用双立柱弧形轨结构形式,采用网络一体化试验管理和控制模式,不但能够开展旋转天平试验,而且还具备动导数试验、大迎角试验、旋转/振荡耦合试验等功能。主要介绍旋转天平试验装置系统组成和设计,分析了引导性试验结果,最后给出了结论。     

大型民用飞机模型Ф5m立式风洞尾旋特性试验研究

为了研究某常规布局(大展弦比、后掠翼、翼吊式发动机)大型民用飞机的尾旋特性,制作了一个满足动力相似准则的无动力缩比模型,在Ф5m立式(尾旋)风洞中首次进行了大型民用飞机模型在不同构型、不同重心位置、不同重量、模拟不同飞行高度条件下的尾旋研究试验。试验结果表明,这架飞机的尾旋特性良好,模型在尾旋运动中比较稳定,旋转方向不发生改变,且旋转速度较慢。采用反舵(到底)推杆(到底)法可以满足所有状态下的尾旋改出,模型最快能够在不超过1/2圈或1s中改出。此种改出方法操作简便,是一种适合于大型民用飞机的尾旋改出方法。通过反尾旋伞试验确定了最佳的反尾旋伞参数。     

立式风洞尾旋试验技术

介绍了立式风洞自由飞尾旋试验和旋转天平试验的方法，简述了试验模型的设计。     

尾旋预测中气动参数的拟合研究

针对现代高机动性能飞机大迎角动态特性分析，特别是在飞机尾旋特性分析预测中，需要的大量风洞实验气动力数据，推出采取多元最小二乘拟合法，进行高次多项式非线性拟合的方法，以某飞机旋转天平风洞实验实验气动力数据为例，进行了数据拟合分析，同时，应用拟合结果进行了该飞机的尾旋特性预测，并给出了部分计算结果和飞行试验结果的比较，证明所推出的数据拟合方法及得出的拟合结果，在大迎角研究领域应用中是可靠的。     

大型民用飞机偏离特性与尾旋敏感性分析

为了研究某常规布局大型民用飞机的偏离特性与尾旋敏感性,在CARDC的FL-14水平风洞(Φ3. 2m)中进行了飞机模型的大迎角静态测力试验。通过对试验结果的充分挖掘,利用一系列的稳定性判据进行分析,获得了飞机的大致初始偏离迎角和偏离区间,并预测了飞机的尾旋敏感性。     

民用飞机尾旋研究不同试验方法的比较

飞机的失速尾旋问题是飞机设计者在研发阶段所需要关注的重点之一,截至目前,已有多种手段可以采用,譬如数值计算、风洞试验、模型自由飞试验等。针对飞机尾旋的研究通常在尾旋风洞中进行,采用的试验手段有两种:自由尾旋试验和旋转天平试验,这两种试验原理和方法不同,但都能从不同的角度反映出飞机的尾旋特性。详细阐述了两种试验方法的过程和原理,通过实例表明了两种试验的结果是相辅相成的。     

民用飞机反尾旋研究与尾旋风洞试验

为了研究某民用飞机A采用舵面组合偏转法的尾旋改出特性,对大攻角静态测力试验结果进行了详细分析,并利用美国NASA兰利研究中心所研发的TDPF～[(I_x-I_y)/mb~2]判据法对飞机的尾旋改出特性进行了评判。通过尾旋风洞试验对采用舵面组合偏转法飞机尾旋改出特性进行了试验验证,试验结果表明反舵推杆法对常规布局运输飞机改出尾旋效果最佳。此外,为了提高飞机的试飞安全,需要加装反尾旋伞系统,而研制一款合适的反尾旋伞对保证飞机试飞安全是至关重要的。通过使用国际上公开的研制反尾旋伞资料中所提供的方法研制了不同面积大小,不同伞绳长度的反尾旋伞,并通过尾旋风洞试验检验了这些反尾旋伞的效果。结果显示:随着反尾旋伞面积的增大,改出效果越好;中等反尾旋伞伞绳长度改出尾旋效果最佳。     

基于风洞试验的飞机侧风环境停放稳定性研究

根据风洞试验结果对某型号民用飞机在大侧风(风速大于35m/ s)情况下停放时的稳定性进行了研究与分析,发现当飞机在正侧风(侧风水平方向与机身垂直)作用下有较大的上仰力矩产生,导致机头上翘或有上翘的趋势。通过“部件组拆法”发现飞机垂尾的干扰使得平尾产生了一个抬头力矩,致使飞机存在倾倒的可能。试验后,通过CFD 仿真模拟计算分析了在侧风情况下机身表面的压力分布,并进行了相关的解释,作为对风洞试验的分析和补充。     

某小型边条翼无人飞机的气动参数估算及风洞试验分析

根据自主飞行技术要求,对试验载荷飞机的气动布局进行设计论证。在低雷诺数下,通过风洞试验对所设计的微小型边条翼飞行器进行气动性能的评估,得到有效的气动参数。针对风洞对阻力系数测量偏大的弊端以及在低雷诺数下风洞数据在绝对量值上的不精确,利用前人已有的经验公式与处理方法创新性的对风洞数据进行处理,从小迎角范围中选用一些相对合理的参数,对经验公式及结果进行修正,得到更为合理的控制辨识参数,为无人飞行器提供可靠的参数保障,以实现小型飞机的自主飞行。     

民机风洞试验验证技术中的几点新发展

通过总结近年来与国内外风洞试验验证专业领域中的合作经验,提出了几点民机风洞试验验证技术中的新发展。它们有的已经广泛应用于工程实际,有的是在对外合作中刚刚获得的一些新经验,有的则是刚开始摸索并将要在后续的风洞试验验证中继续深入实施的措施等,一并提出,以期为后来者提供参考。     

高温风洞气氧/煤油燃烧加热装置设计与试验

高温风洞是开展飞行器热防护技术研究的重要试验设备。为满足在高温风洞前端长时间生成大尺度、高焓、高速气流的试验需求,提出了一种基于气氧/煤油燃烧的高温流场生成装置。装置采用火炬式点火器点火启动,通过使用气液同轴离心喷嘴以及分区隔板的喷注器进行燃烧组织,并由可替换的型面射流喷管实现大尺度均匀流场的生成。30kg/s量级加热装置千秒热试车调试结果表明,该装置能够实现快速点火并长时间维持大尺度稳定流场的生成,在飞行器热防护地面试验技术领域将有良好的应用前景。     

低速风洞试验腹撑支架干扰分析

支架干扰修正在风洞试验数据修正体系中是很重要的环节,支撑系统对整个风洞流场的干扰是不可避免的,有些气动数据的测量值甚至会严重偏离真实结果,所以支架干扰修正方法一直是风洞数据处理的关键。常规的低速风洞试验一般采用腹撑支杆,对于支架干扰的修正一般采用试验映像两步法。对某型运输飞机低速风洞试验的支架干扰修正进行分析,数值模拟了支架对风洞流场环境的影响,研究了现行风洞数据支架干扰修正体系。     

高速风洞试验中运输机支撑形式的选择

合理选择模型的支撑形式和解决支架干扰问题是准确获取气动力数据的关键因素。为了寻找一种合适的运输类飞机在高速风洞试验中的支撑形式,首先通过计算分析和试验验证,给出了运输类飞机高速风洞试验中30°尾支撑支架干扰问题存在的原因,然后根据0°、5°、15°以及30°不同尾支撑形式的计算分析和专项试验论证结果,提出并验证了小角度尾支撑是现阶段运输类飞机高速风洞试验中最合理、最有效的支撑形式。     

跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究

追求高亚声速经济巡航的民机、跨声速高机动特性的战斗机对高性能跨声速风洞的需求日趋紧迫,开 展跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究,对跨声速风洞设计具有一定的参考意义。通过非对称平板扩压器 算例,初步验证计算方法的可行性,并对跨声速风洞高速段进行计算收敛评判方法、不同初始条件和槽壁扩张 角等因素研究。结果表明:采用模型区前后两个监测点马赫数变化作为收敛判据,方法可行且模型区流场均 匀;不同初始化条件对收敛结果总体影响较小,特别是各截面流场分布和槽道流动方向上,两者结果基本相同; 跨声速状态槽壁扩张角0.3°得到的试验段模型区域流场品质较槽壁扩张角0.0°更均匀。     

结冰风洞试验水滴直径选取方法

结冰风洞是开展飞机结冰研究的主要设备,确定合理的试验水滴大小,是选取结冰风洞试验条件的重要内容。为了研究结冰风洞试验水滴直径的选取原则,针对结冰风洞试验水滴的大小主要取决于试验速度的大小,在推导结冰风洞试验水滴直径选取公式的基础上,用数值方法预测并对比了不同试验速度对水滴大小选取效果及试验结果的影响。采用欧拉法数值计算了不同试验速度及相应试验水滴条件下,试验模型表面的水滴收集率,并与全尺寸物体表面的水滴收集率进行了对比。研究发现:对于小水滴,当参考速度较低时,试验速度与参考速度的比值不能取得太低,参考速度升高到一定程度之后,试验速度与参考速度的比值又不能取得太高;对于大水滴,当参考速度较低时,试验速度与参考速度的比值也不能取得太低,当参考速度升高到一定程度之后,试验速度和相应试验水滴直径的改变对模型表面的水滴收集率影响较小,试验速度与参考速度的比值在0.3～1.0之间变动,均可以在模型和全尺寸物体上得到一致的水滴收集率。