鸭式飞机矢量喷流对大迎角气动特性的影响

针对单发鸭式布局飞机，通过低速风洞试验，研究了矢量喷流对飞机大迎角气动力的影响特性。研究结果表明：发动机喷口直径变大使得飞机大迎角升力和阻力系数增加，并产生低头力矩系数。喷流使得飞机大迎角升力和阻力系数明显增加，并产生低头力矩系数；大喷口状态喷流影响比小喷口状态高50%左右。发动机喷管上/下偏转时，矢量喷流对飞机上下表面气流诱导不对称，喷管上偏减小升力和阻力系数、产生抬头力矩系数，喷管下偏增加升力和阻力系数、产生低头力矩系数，且喷管下偏影响明显比上偏大。在此基础上，基于数值模拟结果对喷流与飞机主流的相互作用机理进行了分析。     

不同部件对机翼摇滚特性影响的风洞试验研究

简要介绍了机翼摇滚低速风洞试验技术研究，对试验装置、试验方法、数据采集等进行了描述。重点讨论了不同部件对机翼摇滚特性影响的风洞试验研究结果，结果表明：机翼摇滚是不依赖于初始滚转角的滚摆现象，出现机翼摇滚现象的超始迎角在滚转阻尼导数反号处；飞机不同布局以及不同部件对机翼摇滚特性有显著影响。     

民用飞机大气传感器低速验证试验研究

飞机的大气传感器是获得飞机外部大气参数的重要的测量仪器,如果大气传感器自身精度不够,或者由于布置不合理引起的误差,就会引起飞行危险。为了验证气动设计的布局方案,选出传感器位置比较优化的方案,得到机头静压值随迎角变化不变的区域,同时总结出民机大气数据传感器布局设计验证的风洞试验方法。通过低速测压风洞试验和缩比传感器（风标和七孔探针）,测量得到大气传感器不同布局位置的气动特性。结果表明：大气传感器的布局位置对测量结果影响相当重要;试验结果与计算结果符合良好,满足气动设计要求。     

低速风洞带动力模型自由飞试验

为在风洞中模拟飞行器六自由度飞行的物理过程,获取飞行器流动/运动/控制耦合特性,对低速风洞带动力模型自由飞试验技术进行了研究。基于相似准则,在大型低速风洞建立了试验系统,利用纵向静不稳定的动力学相似缩比模型飞机,经过飞行控制律闭环控制增稳后,开展稳态飞行、施加标准激励验证飞行、控制律参数调整验证飞行、大迎角飞行等自由飞试验,并将试验结果与原型机飞行仿真结果进行了对比研究。结果表明,基于相似准则建立的低速风洞带动力模型自由飞试验系统,能够有效模拟飞机闭环控制飞行过程,试验结果准确反映原型机的稳定与控制特性。低速风洞带动力模型自由飞试验验证了原型机的飞行控制律,预测了其大迎角失速/偏离特性,形成了飞行器气动/飞行力学/控制一体化风洞试验研究能力。     

无尾飞机布局方向控制特性研究

介绍了无尾飞机布局方向控制特性风洞试验研究的主要结果。在两种典型布局上研究了扰流板、开裂副翼、机头边条、活动和偏转翼梢及舵面的方向控制特性。认为机头边条、开裂副翼、活动(偏转)翼梢及其舵面组合是一种极具潜力的方向控制方案，可供无尾飞机布局参考。     

瑞士在中国的第一家高技术合资企业北京阿奇（AGIE）工业电子有限公司

瑞士在中国的第一家高技术合资企业北京阿奇（ＡＧＩＥ）工业电子有限公司北京阿奇工业电子有限公司是北京实创数控精密机械公司和瑞士ＡＧＩＥ公司合资的高新技术企业，主要生产高精度数控电加工机床，现有产品为ＣＣ１００精密ＣＮＣ低速走丝线切割机，ＳＣ４００、ＳＡ...     

入口形式对进气道低速特性的影响试验研究

通过4种入口形式的进气道低速特性的典型试验结果，对不同入口形式的进气道低速特性及影响因素进行了分析。结果表明：小迎角下，头部式进气道能提供高的总压恢复系数和低的畸变指数，但对迎角变化较敏感；遮蔽式进气道的综合性能较好，有利于提高飞机在大迎角下的机动性能；它们分别适用于不同布局的飞机。     

GAW-1翼型前后缘变弯度气动性能研究

传统增升装置主要用于提高飞机起降气动性能。利用计算流体力学(CFD)的方法,引入了通用飞机翼型的前后缘变弯装置的概念,数值模拟了GAW-1翼型在爬升状态时,前缘变弯装置、后缘襟翼/副翼偏转以及前后缘装置综合偏转对翼型气动特性的影响。研究表明,前缘变弯装置可以有效地改善翼型的失速特性,失速迎角提高了3°左右,最大升力系数提高了4.56%;同时提高升阻比50%~120%;但在设计升力系数下,升力系数和阻力系数都略微减小。另一方面,后缘变弯装置可以改变最大升阻比所对应的迎角,以及在小迎角时,提高升力系数6%左右。翼型综合偏转可以在小迎角时增加升力系数,在大迎角时增加升阻比。     

舰载飞机弹射起飞自动控制上升的飞行特性

根据舰载飞机弹射起飞上升段的纵向动力学方程和迎角自动控制的升降舵偏角调节规律，计算了Ａ－６飞机的迎角，俯仰角、飞机重心垂向位置等随时间的变化，确定了传递系数ｋｏ，ｋｉ的合适范围，讨论了以最大容许的下沉量作为约束的指令迎角的量值，提出了舵面偏角调节规律的一种设计方法。     

民用支线飞机失速特性优化中关于机翼上表面涡流发生器的研究

飞机在飞行过程中迎角超过临界值后,机翼上表面原本附着的气流开始发生大面积分离,此时升力系数随着迎角的增大反而下降,这种现象称作失速。当飞机失速时,操控会受到很大的影响,是一种危险的飞行状态。某民用支线飞机在试飞中发现失速特性主要受滚转失速的影响,在达到最大升力系数之前就出现了不可接受的失速特性,失速进入过程中,副翼操纵效率降低较快,快接近失速时飞机出现急剧的滚转。涡流发生器在民机中有广泛的应用,可以改善机翼的流动分离从而提高失速特性,并且有改动小、可行性高等优点。拟通过在机翼上表面安装涡流发生器的方法来改善某民用支线飞机的失速特性。利用数值计算等方法设计出涡流发生器的位置、高度、偏角以及数量等参数。通过低速高雷诺数风洞试验来验证涡流发生器的实际效果,最后得出几种效果可观的涡流发生器方案。     

采用机头边条改善飞机大迎角横侧气动特性的风洞试验研究

本文就采用机头边条改善飞机大迎角横侧气动特性进行了讨论。着重对机头边条的大小，安位置等对飞机稳定性的影响进行讨论。试验是在气动中心低速所４ｍ＊３ｍ和φ３．２ｍ风洞中进行的。     

战斗机横向敏捷性评估与影响因素研究

建立了横向敏捷性的三个尺度－－ＴＲＣ９０，ＴＲＴ９０和ＴＡ的仿真计算模型和机动飞行中的操纵输入规律，并对具有现代飞行控制系统的Ｆ－１６飞机的横向敏捷性进行了数字仿真研究。结果表明：横向敏捷性尺度ＴＲＣ９０，ＴＲＴ９０，ＴＡ均是飞行高度、速度和迎角（过载）的函数，并对飞机横向敏捷性有显著的影响，飞机在高空低速下，以大过载机动飞行时，交获得较大的ＴＲＣ９０和ＴＲＴ９０。合理设计飞机飞行控制系统中的控制     

飞翼模型微秒脉冲等离子体控制低速风洞试验研究

为改善飞翼模型低速、大迎角气动特性,在试验段截面为4.5m×3.5m的低速生产型风洞中开展了大展弦比飞翼模型微秒脉冲等离子体流动控制的试验研究,所用的飞翼模型展长为2.4m,展弦比为5.79,试验研究采用了测力和PIV (Particle Image Velocimetry)两种试验方法。通过测力试验研究了等离子体激励位置和激励频率对飞翼模型失速特性的影响,通过PIV流动显示试验给出了等离子体对翼面流场结构的影响。试验研究表明:等离子体控制能显著改善大展弦比飞翼模型低速大迎角下的气动特性,激励位置和激励频率对流动控制效果具有较大影响;等离子体激励位置在机翼前缘驻点附近、激励频率为100Hz时控制效果最好;试验风速V=70m/s (Re=2.61×106),等离子体激励的峰峰值电压为10kV时飞翼模型的最大升力系数提高20.51%,失速迎角推迟6°。     

飞机大迎角飞行问题研究综述

近距格斗在未来的空战格斗中仍不可避免,大迎角下精准且快速的机头指向能力是空优战斗机必须具备的基本特征,对提升飞机本身的生存能力和夺取制空权具有重要意义。本文根据国内外战斗机的大迎角特点,对大迎角气动特性、风洞试验方法、气动力建模方法、非线性飞行动力学特性分析方法、大迎角控制律设计、飞行试验等方法进行了综合论述,对未来大迎角飞行问题的研究方向进行了展望。     

航空快递

C919飞机DDP阶段全机低速测压风洞试验顺利完成C919飞机DDP阶段全机低速测压风洞试验从2012年12月17日开始,于2013年2月8日在荷兰DNW-LLF风洞顺利完成。试验得到了C919飞机DDP阶段全面的压力分布和低速气动特性数据,为C919飞机在低速构型下气动载荷的计算,飞行性能的验证及操控稳定性的评     

鸭式布局飞机矢量喷流对地面效应影响的风洞试验

针对单发鸭式布局飞机，通过低速风洞试验，研究了矢量喷流对飞机地面效应的影响特性。研究结果表明：发动机喷流使得飞机的地面效应增强，升力系数增加，降低飞机起飞/降落时的飞行速度，缩短起降距离，从而改善飞机起降性能。发动机喷管上/下偏转时，矢量喷流对飞机上下表面气流诱导不对称，均使地面效应阻力系数增量减小。在此基础上，基于数值模拟结果对喷流与地面效应的相互作用机理进行了分析。     

北京阿奇（AGIE）工业电子有限公司──瑞士在中国的第一家高技术合资企业

北京阿奇（ＡＧＩＥ）工业电子有限公司──瑞士在中国的第一家高技术合资企业北京阿奇工业电子有限公司是北京实创数控精密机械公司和瑞士ＡＧＩＥ公司合资的高新技术企业，主要生产高精度数控电加工机床，其中ＣＣ１００精密ＣＮＣ低速走丝线切割机和ＳＡ４００数控电火...     

C919飞机第二轮低速补充测力风洞试验圆满完成

2012年1月底，C919飞机第二轮低速补充测力风洞试验项目在华盛顿大学气动实验室（UWAL）圆满完成。试验得到了C919飞机最新低速构型的气动力参数和表面流态照片，结果表明，C919飞机在试验情况下的宏观测力结果和表面流态的对应情况良好，为全机低速气动特性评估提供了可靠的依据。     

波音公司开始电子战型“超黄蜂”初步试脸

波音公司继续修订Ｆ／Ａ－１８Ｅ／Ｆ“超黄蜂”电子攻击型的设计。这种原先代号为Ｆ－１８Ｇ，现代号改为ＥＡ－１８的电子攻击型飞机是基于双座型Ｆ／Ａ－１８Ｆ设计的，该机将用于替代美国海军的ＥＡ－６Ｂ和美国空军将要退役的ＥＦ－１１１。波音公司已经进行了ＥＡ－１８的低速和高速风洞试验。并已经完成了ＥＡ－１８各种吊舱和天线的安装检查和试验工作。目前公司的主要任务放在进行该机干扰舱和飞机主动电子扫描阵列雷达、雷达预警接收机和数字飞行控制系统之间的电磁兼容性试验。 ＥＡ－１８的翼尖吊舱内装有宽带接收天线，飞机典…     

一种翼身融合飞行器的失速特性研究

翼身融合（BWB）布局飞行器作为下一代商用飞机的主要构型之一，越来越受到重视。对于翼身融合飞行器的研究主要针对其巡航状态的特性，而对其失速特性的研究较少。对一种翼身融合客机构型进行风洞试验研究，采用测力试验方法对其无增升装置的构型，以及具有翼梢小翼、前缘缝翼和机身上部双吊舱的组合部件构型下的纵向特性进行研究，特别是对其失速特性的分析，并通过二维粒子图像测试技术以及油流试验对其失速过程的流动机理进行研究。结果表明，无增升装置的基本构型下，翼身融合飞行器可以保持低速飞行，而各组合构型都具有提高最大升力系数的作用。对失速过程的分析表明，随着迎角的增大，飞机表面流场分离区域从翼梢开始逐渐向翼根以及机身发展，当外翼段完全处于分离区域时，飞机并不会马上失速，因为中心体同样具有提供升力的作用，且中心体的流动分离较外翼的流动分离更晚，所以当外翼在失速迎角出现升力损失时可以通过中心体的升力进行补偿，维持其低速飞行状态，真正的失速发生在中心体出现流动分离之后。