内埋武器超声速分离机弹干扰特性试验研究

在超声速条件下的机弹分离过程中，内埋武器受到载机复杂干扰流场作用，其气动特性与自由流情况有很大差异，对机弹分离安全有一定影响。采用基于并联机构构型的CTS（Captive Trajectory Simulation）试验技术以及纹影显示技术，研究了内埋弹舱布局新型战斗机与典型空空导弹模型的机弹干扰特性，在有/无载机干扰、不同分离角速度和分离高度、载弹尾舵折叠/展开等条件下，对比分析了载弹俯仰力矩/运动特性以及载机干扰流场结构。研究结果表明:在超声速条件下，典型内埋弹舱布局战斗机存在复杂的激波系结构，会对载弹产生较强的气动干扰效应，诱导载弹出现"抬头"俯仰运动趋势；无初始分离角速度时，出现不安全分离的趋势；分离高度降低，会使载弹不安全分离趋势提前；在分离过程中，尾舵折叠不利于载弹姿态控制，在保证分离安全的前提下，应尽早展开尾舵，进行姿态增稳控制。     

空气动力对飞机内藏式导弹分离轨迹影响的低速风洞试验研究

在４ｍ×３ｍ低速风洞中研究了空气动力对战斗机内藏式导弹弹射分离轨迹的影响。采用简单网格法测量了导弹在干扰流场中的气动力，进行了分离轨迹估算，用捕获轨迹试验得到了分离轨迹，选定了最佳弹射力参数。试验结果表明，实验导弹安全分离必须采用弹射力，气动俯仰力矩是影响导弹姿态的重要因素，气动力对分离位置影响较小。     

某运载火箭级间分离喷流干扰风洞试验研究

对某运载火箭级间分离特性进行了风洞试验研究,内流采用冷喷流模拟技术,获得了助推器与芯级同时分离和助推器先分离时,两级在有、无喷流、同轴变迎角情况下的气动力系数,试验结果表明,助推器与芯级同时分离和助推器先分离两种情况下,一、二级箭体各自的气动力系数变化很小,这说明助推器与芯级同时分离的方案是可行的.风洞试验研究结果为运载火箭级间分离方案设计和火箭控制系统参数设计提供了依据.     

高超声速风洞多体干扰与分离试验技术

在FL-31风洞中进行了某高超声速飞行器的多体干扰与分离试验技术研究,成功建立了多体干扰与分离试验技术.试验模型是某典型构型的可重复使用航天飞行器,由助推器以及再入体两部分组成.利用风洞上下投放机构实现两模型间的相对运动,采用两台天平对模型的气动力进行测量,同时利用纹影仪记录模型分离过程中的激波干扰情况.结果表明:试验系统设计合理,能准确模拟物体间分离过程,并能精确测量多体干扰的气动力特性,激波干扰清晰可见.     

战术导弹折叠尾翼展开动态测力试验技术研究

以某战术导弹折叠尾翼为研究对象,采用动态测力天平和加速度传感器以及角度传感器作为测量元件,获得了折叠尾翼在快速展开过程中气动力的试验结果.还介绍了尾翼展开过程中气动力的处理方法,不同试验状态下对数据的特殊处理.对试验结果进行分析后表明,所采用的试验技术可行,试验数据可靠.     

两种特殊CTS试验技术的研究

介绍了载机投放/发射的外挂武器具有舵面控制律模拟的分离轨迹测量技术以及分离体带喷流的导弹级间分离气动干扰特性测量技术的研究情况。研究表明,两种特殊CTS试验技术研究取得了比较满意的结果,进一步拓展了气动中心1.2m高速风洞捕获轨迹综合试验能力和种类。     

尾身组合体不同类型栅格翼气动特性试验研究

对于不同类型的栅格翼，采取了一种模型设计简洁、克服了在较小试验模型上安装铰链力矩天平的困难，同时又能测量栅格翼全部气动力和力矩分量的试验方法，获得了简单框架式、正置蜂窝式以及不同网格密度的斜置蜂窝式4种栅格翼在弹身影响下的亚声速和跨声速气动特性，并与平板尾翼的气动特性进行了对比，同时研究了栅格翼在尾身组合体迎风侧和背风侧不同位置时的气动特性。结果表明:栅格翼与常规平板翼各有优缺点，栅格翼结构形式、网格密度和尺寸对其气动特性有重要影响，位置对不同类型栅格翼气动特性的影响也不尽相同。     

大型飞机高速气动力关键问题解决的技术手段及途径

大型飞机采用超临界机翼,并具有尺度大、飞行雷诺数高等特点,其研制中必须解决好高升阻比机翼、翼身组合体设计,推进系统/机体一体化设计,抖振特性、静气动弹性特性预测及超临界机翼流动控制等高速气动力问题。要解决这些关键气动力问题,必须进行一系列相关的大型高速风洞试验,以及解决相应的试验技术问题。     

进气道整流罩全尺度动态分离试验研究

进气道整流罩可以有效避免低马赫数飞行条件下进气道不起动的问题，在高速飞行器中得到广泛使用。整流罩分离过程直接关系到飞行器安全，在地面进行全尺度整流罩分离过程试验验证非常必要。利用JF-12激波风洞设备结构简单、尺度大和动压较高的优势，推导了适用于高速动态分离试验的相似准则，发展了高速分离轨迹观测技术、精确时序控制技术以及必要的风洞防护措施，建立了基于JF-12激波风洞的高速动态全尺度分离试验技术。利用该技术，针对配有进气道整流罩的飞行器前体，以50kPa动压试验条件实现了高动压（100kPa）条件下的动态分离轨迹模拟。     

翼型气动力直接测量风洞试验技术探索

在西北工业大学NF-3风洞二元试验段内开展了翼型气动力直接测量试验技术的探索性研究。描述了试验方法和试验设备,给出了试验结果,并与通过模型表面测压和尾迹测量法所得结果进行了对比。结果表明：翼型气动力直接测量技术关键在于解决测力中段和外段的传力及缝道流动问题;笔者提出的方法比较好地解决了这一难题,直接测量的翼型气动力和表面测压和尾迹测量技术所得结果在中小迎角范围吻合良好。     

自适应间断装配法模拟弹道靶中超高速弹丸发射

弹道靶自由飞试验是高超声速领域中的一种重要的地面试验手段。试验中厘米级的弹丸/弹托在10米级长度的管道中加速至极高的速度，出膛后通常采用气动力使弹托偏离预定弹道而被拦截器阻挡，仅使弹丸进入试验段开展测试。由于发射过程中弹丸的实际飞行姿态会受到管道内长距离加速、高压驱动下出膛、气动分离干扰等诸多因素的影响，因此基于计算流体力学发展相关的气动预测技术有助于指导试验方案设计，从而保证弹丸运动轨迹的准确性。针对发射问题中涉及的诸如空间尺度变化剧烈、接触-分离、超高速动态分离等数值仿真难点，采用基于非结构动网格技术和格心型有限体积方法发展的自适应间断装配求解器（ADFs），对非定常流场中的运动激波进行装配，通过二维算例对弹丸发射过程数值仿真进行了详细的原理性介绍。一方面，拓展了激波装配方法在工程问题中的应用；另一方面，针对弹道靶中超高速弹丸发射这类问题，建立了一套高效的数值模拟方法，实现了对弹丸从静止到加速、出膛、分离的全动态过程的精细流场刻画。     

超声速条件下多体干扰与分离试验研究

采用根据国外公开文献设计的类CAV模型,在0.6m×0.6m 跨/超声速风洞中开展了多体干扰与分离网格测力试验研究,初步获得了典型多体飞行器分离过程中的气动特性变化规律。试验结果表明,载荷模型气动特性受分离位置变化影响非常明显。载荷模型沿轴向分离时,气动力(矩)逐步接近自由流中气动力(矩)值,载荷模型法向位置改变会引发其气动力(矩)值发生更为剧烈的变化。引发这种现象的原因有两个:一是尾迹和头激波的发展改变了不同轴向位置处载荷模型的表面流态,从而影响了其气动特性;二是母机模型底部流动具有明显的非对称膨胀特征,不同法向位置处流速大小和方向差异明显,导致载荷模型气动特性随法向位置变化更为剧烈。     

CK—1M无人机双发助推器脱落分析与研究

本文分析研究了无人机双发助推测器的脱落安全性，研究对象是ＣＫ－１Ｍ无人机。根据风洞投放试验结果，设计了一对截锥体、截锥窝自动分离接头，从而改变了脱落方式，并调整了发射参数，以减小分离速度。同时确保双发助推器的同步性和安装对称性，消除了侧滑的影响；又因加上助推器增重，降低了助推器的投放轨迹，实现了ＣＭ－１Ｍ双发助推器的安全投放。     

亚声速飞机外挂物气动载荷和分离轨迹工程估算方法

本文简要介绍了一种计算亚声速飞机外挂物气动载荷和分离轨迹的工程方法。本方法分别采用源汇模型和涡格模型模拟母机的体积效应和法向力效应,采用迭代方法计及母机-外挂物之间的二阶干扰。在气动中心高速所研制的战术导弹气动特性工程计算方法的基础上,以迎角沿弹身轴线和翼片变化的流动条件代替该方法中的均匀来流条件,而建立了非均匀流场中外挂物气动载荷的计算方法。最后采用四阶的 Adams 数值积分方法求解六自由度运动方程而得到外挂物的分离轨迹。与国内外其它计算方法相比,本方法具有适用范围广、迅速、方便、实用等特点。本方法对一系列算例进行了计算,其结果与风洞实验数据具有令人满意的一致性。     

飞机外挂物部件气动特性的试验研究

介绍了在气动中心高速所FL-24风洞中进行的飞机外挂物部件气动特性试验研究的简要情况和典型试验结果。试验是在M=0.60～1.50、α=-4°～16°、β=0°～5°条件下,利用两台内式五分量天平,分别测量得到了某飞机干扰流场下该机左右侧机翼翼下某导弹弹翼、尾舵的气动特性。结果表明:试验获得的导弹弹翼、尾舵的气动特性变化规律合理,量值可信。试验研究的成功,提高了风洞试验能力,为飞机外挂物部件气动特性的获得提供了有效的技术途径。     

CK－1M无人机双发助推器脱落分析与研究

本文分析研究了无人机取发助推器的脱落安全性，研究对象是ＣＫ－１Ｍ无人机。根据风洞投放试验结果，设计了一对截锥体、截锥窝自动分离接头，从而改变了脱落方式，并调整了发射参数，以减小分离速度。同时确保双发助推器的同步性和安装对称性，消除了侧滑的影响；又因加上助推器增重，降低了助推器的投放轨迹，实现了ＣＭ－１Ｍ双发助推器的安全投放。     

编队飞行风洞实验研究

在1m非定常风洞中开展了两机编队飞行试验研究。前机采用尾支撑转接垂直叶型支杆与坐标架连接，可以实现相对位置（纵向、侧向和垂向间距）的精确改变；后机通过尾支撑连接到风洞的主支撑机构上，可以实现迎角的变化。采用内式六分量应变天平测量后机的气动力受前机尾涡流影响的变化情况，对后机的绕流场进行了PIV测量。试验中使用了2组模型，一组是简化的翼身组合体模型，另一组是翼身融合体飞翼布局模型。结果表明:当前机翼尖涡靠近后机翼面时，后机的升阻比变化较明显；当前机翼尖涡靠近后机翼尖时，后机可获得最大升阻比；前机迎角增大时，后机的升阻特性有较明显变化；当后机的迎角大于8°时，其升阻比基本不受前机影响。     

拖曳式诱饵弹落差评估方法研究

针对某掠海飞行器拖曳式诱饵弹1:1试验模型，通过风洞拖曳试验与测力试验展开真实飞行条件下的落差评估方法研究。首先，通过风洞拖曳试验对不同构型诱饵弹的拖曳状态及落差进行分析研究，结果表明:诱饵弹头部外形和质心位置对其拖曳状态的稳定性影响较大，其静稳定性受拖曳线拉力和气动力共同作用，而非质心越靠前静稳定性越高。其次，通过对稳定拖曳状态下的诱饵弹的受力分析发现，利用风洞测力试验能获得诱饵弹随迎角变化的气动力与力矩系数，进而采用函数拟合方法推导出诱饵弹稳定拖曳状态下的落差，并将其与风洞拖曳试验结果对比，从而验证该方法的可行性。最后，分析了两种试验的特性及优缺点，给出了工程实践中拖曳式诱饵弹的优化设计与落差评估方法。     

高速风洞一体形式的喷流影响试验技术研究

详细介绍了FL-3风洞一体形式的喷流影响风洞试验技术，该技术区别于分离形式的喷流影响试验技术，利用波纹管实现了飞行器模型与喷管的一体化设计。天平同时测量模型外部气动力和喷管推力，避免了分离形式喷流影响试验技术存在的喷管几何不完全相似、模型与喷管易碰触、腔压难以准确修正等问题。对一体形式喷流影响试验技术的相似参数、试验原理、波纹管技术等进行了系统介绍，地面调试及风洞试验表明:一体形式的喷流影响试验技术可以获得不同落压比和不同矢量喷流对飞行器的喷流影响量，在经过进一步细节优化后，将形成成熟的试验能力，并依据该技术可以发展喷管性能风洞试验技术、一体形式的推力矢量风洞试验技术等。     

1.2米跨声速风洞中的外挂物可控轨迹试验技术研究

本文简要地介绍了在中国空气动力研究与发展中心的1.2米跨超声速风洞中所作外挂物可控轨迹试验技术研究的情况,着重介绍了系统的硬、软件的简况、轨迹生成和试验技术等,并提供了外挂物轨迹测量的某些结果。