小展弦比飞翼标模三座高速风洞气动力数据相关性研究

为研究飞翼布局模型在不同风洞的测力试验数据的相关性，分析飞翼布局模型风洞测力试验精度水平，为以融合体飞翼布局为代表的未来作战飞机气动力试验精度提供参考，采用同一台测力天平及外形相同的尾支杆在国内三座1．2 m 风洞中对小展弦比飞翼标模进行了重复性试验和对比试验。试验结果表明，小展弦比飞翼标模风洞测力试验精度及不同风洞数据相关性与飞翼布局流动特性关系较大，在小迎角附着流状态，不同风洞的数据相关性较好，测力精度较高，随着迎角的增加，飞翼布局背风面前缘涡会发生破裂，涡破裂后不同风洞的数据相关性和试验精度都有不同程度的降低。跨声速条件下由于飞翼布局背风面复杂的流动特性，使得其试验精度较超声速略差。不同风洞数据的差异主要体现在升力特性拐点起始迎角、近声速附近马赫数的零升阻力系数和零升迎角方面。     

低速翼型升阻特性实验台的设计与分析

翼型升、阻特性实验是空气动力学课程的一项重要实验项目。文章详细阐述了低速翼型升阻特性实验台的设计过程,分析了自制翼型的风洞实验结果。结果表明:实验台工作可靠,实验数据重复性好。该实验台采用了腹撑系统迎角机构、机械式天平及数字测力仪等构件,具有实验成本低、形象直观等特点。     

临近空间高速飞行器微量气动力试验及计算

针对临近空间大气环境微量气动力风洞试验准确测量需求，研制了微量天平测力系统，实现了微量天平的结构设计和静态校准。采用钝锥简单外形进行试验验证，并对三角翼升力体复杂外形做了探索，结果表明：钝锥外形验证试验中，3次试验时天平各载荷单元的气动数据重复性精度均优于4.8%；探索试验中，三角翼升力体外形采用该风洞目前能达到最低密度状态，试验结果表明：该微量测力天平在极限状态下表现较好。在此基础上，利用数值计算方法对上述外形进行模拟，并将模拟结果与试验结果进行对比，表明数值计算得到的钝锥和三角翼升力体的气动力均与微量天平测力结果吻合较好；对于简单钝锥外形，在其试验条件下，钝锥表面压阻远高于摩阻；对于三角翼升力体外形，其试验条件下环境大气更加稀薄，三角翼表面摩阻占比与压阻相当。     

脉冲风洞天平-模型支撑一体化测力技术研究

机体/推进一体化气动性能评估是超高速技术发展的关键之一，一体化试验模型具有扁平比很高的特点，内部空间十分有限，传统测力天平安装时将占用模型大量空间，导致发动机相关设备难以安装，从而影响风洞试验的开展。针对上述问题，设计了天平-模型支撑一体化测力装置，并对其进行了强度分析和模态分析，验证了测力装置的强度和频响特性；其次，对一体化测力装置进行了静态校准，获得了相应的载荷计算公式；最后针对2.0m试验模型在Φ600mm脉冲燃烧风洞中开展了Ma5.0、Ma5.5、Ma6.0状态下的气动力载荷测量试验，并对该测量结果与成熟的盒式天平测量结果进行了对比，两者一致性较好，最大测量误差为Ma5.5状态下的法向输出结果，最大值为6.45%，能满足脉冲风洞测力要求。本研究提出的一体化测力装置可为脉冲风洞中机体/推进一体化气动力实验提供参考，进一步发展了脉冲风洞测力技术。     

单模块超燃发动机推力测量天平研制

介绍了用于单模块超燃发动机推力测量的力传感器单分量天平的研制、应用,通过脉冲燃烧风洞和长时间风洞试验,天平/模型/支撑系统频率为20 Hz,在脉冲燃烧风洞有效试验时间内(约300 ms)可获得较为稳定的测力信号,基本满足脉冲燃烧风洞单模块发动机测力要求.在相同试验条件下,脉冲燃烧风洞和长时间风洞获得了相同的发动机推力收益,验证了天平测量数据的准确性.      

NF-6增压连续式跨声速风洞流场特性与标模试验

NF-6风洞是中国第一座增压连续式跨声速风洞。对NF-6风洞试验段流场特性进行了总结分析,研究结果表明该风洞具有优良的流场品质,总体上达到了设计要求,具备了承担型号和科研试验任务的能力。通过AGARD-B标模试验,进一步完善了NF-6风洞试验段流场品质校测项目,检验了该风洞的测力试验能力。NF-6风洞标模试验结果与国内外风洞试验数据吻合较好,试验精度和风洞平均气流偏角满足国军标要求,表明该风洞具备了测力试验的能力。     

基于结合部优化的脉冲燃烧风洞测力系统动态特性优化

对脉冲燃烧风洞测力系统动态特性进行优化有助于改善风洞测力实验数据的准确性。提出了一种基于结合部动态特性优化来改善测力系统整机动态特性的方法。首先在Ansys中准确建立了风洞测力系统整机有限元模型,其中采用弹簧-阻尼模型来模拟结合部的接触特性,通过Yoshimura法计算出弹簧-阻尼单元的刚度系数和阻尼系数。其次,进行模态分析,并计算各阶模态下的测力系统应变能密度分布,基于应变能密度分布分析发现结合部为测力系统刚度最为薄弱的地方。最后,以结合部接触面压为优化变量对测力系统进行动态特性优化,对比了优化前后测力系统的前五阶固有频率和天平应变片粘贴处的频响函数,发现优化后的整机固有频率较优化前有明显的提高,最高提高了16.7%,所有应变片粘贴处的频响函数幅值较优化前有明显的降低,测力系统的动态特性有了较明显的改善,验证了该优化方法的可行性。     

内埋式模型操纵面自动变角度系统研制

针对风洞试验模型操纵面角度的改变,开发了内埋式自动变角机构及控制系统,对控制角度进行了地面校准,并采用三角翼模型进行了风洞常规测力实验、重复性实验和操纵面效率试验。结果表明,采用自动变角机构改变操纵面角度的试验精准度均较高,完全满足国军标的要求,说明本操纵面自动变角系统的研制是成功的,在风洞试验中可以代替人工更换角度片方式,大大提高实验效率。     

FL—2风洞半模型试验技术研究

本文介绍沈阳空气动力研究所新建ＦＬ－２风洞半模型试验设备及利用Ｂ７３７－３００大展弦比全机半模型，采用“机身垫块＋立尾反射板”法，进行纵向测力试验，并与国内同类风洞同一机型半模型和全模型试验数据比较结果。     

提高测力实验精度的一种途径

 测力实验的精度是风洞流场、模型、天平和数据采集系统各方商质量的综合反映。为突出对风洞设备主要问题的研究,只考虑同期实验的精度问题。假定天平的静态性能（静校结果）已具有通常的指标（精度0.1％）,则吹风实验时天平信号的重复性与风洞气流脉动、     

支杆及船尾对超声速弹丸底压影响的实验研究和理论计算

普通弹丸的底阻约占弹丸总阻的１／３。因此，准确测量底阻是准确测定弹丸总阻的关键。在超声速风洞中进行测力实验时，模型底部大都用一根天平支杆将模型支撑在风洞中。由于尾支杆的存在，使得模型底部流动发生畸变，引起底阻测量的不准确性。本文介绍了天平尾尾支杆以及模型船尾对超声速弹丸底压测量影响的实验研究和理论计算。研究表明：尾支杆直径从小到大变化时，底压经历了一个由大到小再由小到大的过程；在一定的范围内船尾起     

电弧加热流场品质优化初步研究

电弧加热器可以提供马赫数10以上连续式风洞运行总温、总压的参数要求,将其用于气动力试验风洞加热器,需要对其流场品质进行优化。通过改进电弧加热器的结构和配置冷气混合室及稳定段,改善了喷管出口参数在空间分布的均匀性和时间上的稳定性,并减缓了流场气流的旋转和脉动,提高了试验参数的重复性。经初步流场测试及天平测力可行性研究表明:流场核心区的总温及皮托压力偏差小于平均值的2%,试验测力数据与常规高超声速风洞接近。     

战术导弹折叠翼两种展开方法及测试结果比较

为了满足型号设计的需要，掌握战术导弹折叠尾翼在发射初始时的展开特性，对两种折叠翼快速展开的测试技术进行了试验研究。详细说明了两种测试方法的原理，测试量之间的比较，测试结果的分析。两种方案均在北京空气动力研究所（BIA）的一座低速风洞中进行了多次重复试验比较，测试结果表明两种方法均成熟可靠，可以用于战术导弹的实际设计中。     

超临界翼型Gurney襟翼增升技术实验研究

通过在二元翼型风洞中进行测力实验,研究了不同高度Gurney襟翼对超临界翼型气动力和力矩的影响规律。实验结果表明：在亚声速条件下,Gurney襟翼同样可以明显增加翼型的升力系数,使整个升力曲线向上平移,并使翼型低头力矩增加。高度为翼型弦长0.5%的Gurney襟翼可以带来超临界翼型的最大升阻比。同Gur-ney襟翼对NACA 0012翼型气动特性改变的对比表明,其在超临界翼型上带来的升力系数增量要大于在NACA0012翼型上的效果,但是带来的低头力矩增量较小。     

风洞实验测力模型的设计

本文主要通过风洞实验测力模型设计工作的一些实例，探索了有关风洞实验测力模型设计工作中有关冀型换算、样板设计、结构设计和强度核算的一些具体方法的应用．     

高超声速一体化飞行器推阻特性测量研究

利用飞行器和发动机研究成果,设计了能在0600mm脉冲燃烧风洞开展试验研究、基本满足推阻平衡要求的缩比机体／推进一体化飞行器模型,利用0600mm脉冲燃烧风洞,完成了带动力一体化飞行器推阻特性的试验研究。设计了组合式三分量一体化飞行器测力天平,在以氢气为燃料、发动机工作时（油气比约为1．2）,一体化飞行器模型推力与阻力相当,飞行器实现了推阻平衡。试验表明,飞行器和发动机匹配良好,发动机实现了点火和稳定燃烧,并取得了较高的推力收益,较好地验证了超燃冲压发动机和一体化飞行器设计和计算分析预测的有效性,为大尺度飞行器测力研究奠定了技术基础。     

跨声速风洞斜孔壁非线性流动试验

为分析跨声速风洞斜孔壁近壁区域的流动特性，评估气流偏角-压力系数的非线性关联，在0.6 m跨超声速风洞中开展了基于七孔探针的流动特性测量试验。通过气流偏角和压力系数分布分析了斜孔壁流动的差阻特性，以及马赫数、模型升力对斜孔壁流动的影响，最后基于试验结果发展了计算斜孔壁特性参数的微分法，并与经验方法结果进行对比。结果表明，斜孔壁流动呈现出明显的差阻性和非线性，在负压差范围内，近壁流动仍以出流为主；高亚声速时，空风洞模型区孔壁流动特性趋于实壁；安装模型后，随着升力的增大，升力面对应的孔壁区域流动向入流发展，孔壁流动特性趋于开口边界。     

燃烧加热类高超声速高温风洞流场校测与评估

为建立统一的燃烧加热类高超声速高温风洞流场品质评价标准,针对国内6座不同喷管出口直径的燃烧加热类高超声速高温风洞,从统一的皮托压探针、总温探针和流场校测排架设计出发,分别研制了流场校测装置,完成了典型试验状态的流场校测试验。根据相同的数据处理和分析方法得到了相关风洞喷管出口截面的速度场、温度场及均匀区信息。6座风洞速度场均匀区直径分别对应喷管出口直径的73.3%、76.5%、75.0%、80.0%、74.7%、83.3%。根据各风洞流场校测结果,初步掌握了国内同类型风洞流场品质整体水平,提出了当前燃烧加热类高超声速高温风洞流场品质参考评价指标。对于马赫数4.5~6.0的试验状态,风洞速度场均匀区直径应不小于喷管出口直径的70%,均匀区内马赫数标准偏差与平均马赫数的比值应小于2%,总温标准偏差与平均总温的比值应小于5%。     

数值模拟模型尺度与来流条件对实验数据的影响

采用商业计算软件CFD-Fastran,数值模拟了高超声速一体化飞行器在真实飞行以及风洞实验来流条件下的流场,通过对壁面压力与摩擦力进行积分,得到全机的阻力系数、升力系数以及俯仰力矩系数。对不同来流条件以及模型缩比尺度的气动数据相关性进行研究,其中风洞来流条件的马赫数与静压与真实飞行条件相同,但总焓以及模型尺度不同。数值模拟结果揭示了风洞来流条件以及模型缩比尺度对飞行器整体气动性能的影响,表明发动机内流道摩阻系数计算结果的不同是发动机通流状态下全尺寸模型与缩比模型的阻力系数不同的主要原因。该结果为风洞实验数据的修正提供了参考。     

2．4m跨声速风洞带TPS测力试验数据精度要求分析

成功建立带TPS风洞测力试验技术的一个关键问题是确保试验数据具有足够的精度，必须精细地分配误差。为获得满足工程需要的高精度测力试验数据，给出一种基于计算机符号运算的子程序，完成不确定度计算过程中公式自动推导、计算。最后通过对TPS风洞试验数据精度的敏度分析，给出了某运输机在2．4m跨声速风洞TPS试验中各环节的误差分配要求。