一种水平尾翼流动控制装置的实验研究

某型机采用上单翼低平尾布局,在着陆襟翼小迎角状态时平尾下翼面翼根部位出现局部气流分离,导致飞机振动,力矩特性出现异常变化。本文提出的解决方案是在平尾翼根前方0.12倍根弦长,下方0.30倍根弦长位置的机身上加装一对小展弦比负弯度小翼作为涡流发生器/导流片,一方面加速了后方分离区边界层与外流的能量交换,另一方面利用其上洗作用降低了平尾翼根区域的局部负迎角绝对值。通过数值计算和风洞实验研究表明,优化后的导流片使平尾分离区面积缩小50%,小迎角俯仰力矩拐点推迟4°以上,以较小的性能和结构重量代价解决了局部气流分离问题,拓展了飞机飞行边界。     

钝头机体用FADS系统的校准

基于缩比为1/7的F-14全机模型在马赫数Ma=0.73,0.90,1.05,1.20,1.39,迎角α=-4°~20°,侧滑角β=-8°~8°时的风洞测压试验数据,对钝头机体用嵌入式大气数据传感系统(Flush Air Data Sensing System, FADS)的3个校准参数上洗角、侧洗角及形压系数进行了校准。结果表明,基于三点式算法的不同测压点选择方案对上洗角及侧洗角的影响较大,与驻点测压孔呈对称配置的测压点校准效果较好,且上洗角与侧洗角的校准是相互独立的。而形压系数的校准与马赫数及有效迎角、有效侧滑角相关,随着马赫数的增加,形压系数数值上趋近于0。     

亚音速飞机横侧向载荷分布与气动系数的奇点分布数值解法 (一)单独机翼

目前,关于机翼气动力的数值解法,多数是解决纵向问题,直接解决横侧向问题的尚少。本文在综合资料[1]、[2]的基础上,讨论了在有迎角和侧滑角情况下,涡格奇点分布法的气动模型。对几种平面形状的机翼侧滑气动力特性进行了数值计算,并与实验作了比较。     

飞机背负任务系统后横侧气动特性及改进措施数值分析

采用数值模拟的方法分析了飞机背负任务系统后对横侧气动特性的影响,以及提出了平尾加端板的方式改善该情况下的横侧气动特性.在数值模拟过程中,控制方程为雷诺平均N-S方程,采用了基于非结构网格的有限体积方法.湍流模型采用了S-A方程模型.研究结果表明,飞机背负任务系统后会引起航向力矩系数在小侧滑角下变得较小而使得飞机出现横侧不稳定.为改善该类飞机的横侧特性,采用了平尾加端板的措施,数值结果表明,该措施能改善该类飞机的横侧不稳定性,使得飞机在背负任务系统后具有较好的横侧气动特性.     

基于改进涡格法的飞翼布局飞机稳定性导数计算

由于没有垂直安定面,无尾飞翼布局飞机航向安定性通常接近中立或略微为负,造成了其横航向稳定性与常规布局飞机具有很大区别。因此无尾飞翼布局飞机在概念设计阶段,必须在进行气动性能优化的同时,计算获得较为准确的气动导数数据以对飞机横航向稳定性进行分析,这对气动计算软件计算精度和效率提出了很高的要求。本文在现有涡格法计算软件的基础上,提出了改进算法。以一概念飞翼布局飞机为算例进行计算,结果与风洞实验结果的对比证明:飞机具有侧滑角的情况下,改进算法比原算法计算精度有明显提高。     

具有尖侧缘的非圆截面机身头部几何参数影响研究

有侧滑时,尖侧缘的非圆截面机身头部在中等和大迎角下,可具有方向稳定性.在计算研究的基础上,选择了3个不同上、下表面高度和两个不同侧缘角的模型进行了低速风洞试验.风洞试验结果表明,无侧滑时,机身的升力、阻力和俯仰力矩的绝对值都随高度增大而减小,在α<30°内,表面高度对横向特性影响较小,α=30~60°时,呈现复杂的影响趋势;尖锐侧缘机身比圆侧缘机身产生的升力和阻力都大些,但俯仰力矩差别不大;随着迎角的增大,对横向特性的影响明显;有侧滑时,上表面b/a=0.75的机身和下表面b/a=0.25的机身对方向稳定性的影响最显著,尖锐侧缘比圆侧缘对方向稳定性有更大的影响.     

类F-16飞行器风洞虚拟飞行试验研究

为研究高性能战斗机在大迎角机动飞行时复杂的非定常流动现象和运动-控制耦合现象，研制了三自由度风洞虚拟飞行试验系统，开展了类F-16飞行器模型风洞虚拟飞行试验。在小迎角试验中完成模型短周期运动模态模拟和控制律验证，在大迎角试验中测量到俯仰运动失稳现象，在负迎角试验中测量到横航向耦合失稳现象。研究表明:在横航向耦合失稳时，采用副翼增稳滚转通道难以恢复横航向稳定性，且可能发生运动-控制耦合振荡，而通过升降舵机动改变迎角可有效恢复横航向稳定性。     

一种翼身融合布局飞行器的偏离特性分析

为研究某翼身融合布局飞行器的偏离特性，在南京航空航天大学回流式低湍流度开口风洞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，利用横航向静稳定性判据、侧滑偏离判据、横向控制偏离参数以及Weissman组合判据进行分析，获得了飞机的大致初始偏离迎角和偏离区域，并对飞机的尾旋敏感区进行了预测。同时，利用风洞虚拟飞行试验技术进行三自由度释放验证。结果表明:该翼身融合布局飞行器的横向静稳定性较差，在很小的迎角下就可能出现非指令滚转运动，这也是造成偏离发散的主要原因；而虚拟飞行试验对偏离现象有较好的复现，与通过稳定性判据得到的偏离特性具有较好的对应关系，验证了虚拟飞行试验在偏离特性研究上的可靠性。     

一种基于绝对式角编码器的风标式迎角侧滑角传感器的设计与实现

设计了一种风标式迎角侧滑角传感器,以满足模型飞行试验中大迎角飞行状态下迎角侧滑角的测量需求.首先对比分析了压差比式传感器与风标式传感器的优缺点,并结合试验需求,选取风标式传感器为设计目标.采用新型绝对式角编码器来测量角度,增加了测量范围、提高了测量精度并能满足恶劣环境条件下的测量需求.采用自平衡式风标,省去了配重,减小了机身气流的影响.风标式传感器由风标机械结构和测量系统组成.通过风洞试验及飞行试验验证,该风标式传感器的迎角测量范围能够达到土90°,并具有结构简单、测量范围大和测量精度高等优点.     

低雷达散射截面机身的气动特性研究

本文通过对三个具有低雷达散射截面(RCS)隐身特性的“板块”多边形截面机身模型及通常的圆截面机身模型进行的低速气动特性的研究,包括迎角直到50°的低速风洞测力试验、水洞流谱试验及初步的工程估算结果与实验结果的比较,发现多边形截面机身不但具有良好的隐身特性,而且其气动特性也并不比圆截面机身差,其升力特性及最大升阻比大大优于圆截面机身;同时,在大迎角零侧滑条件下,能产生稳定的侧力,其值大于圆截面机身的侧力,发生迎角小于圆截面机身的发生迎角。多边形截面机身的气动力计算方法目前尚不成熟。本文建议在小展弦比机翼的计算方法基础上,按相应截面的外形特征给出修正方法,其计算结果接近实验结果。     

螺旋桨滑流与平尾深失速效应耦合影响试验研究

本文采用螺旋桨飞机动力模拟风洞试验技术，研究常规布局涡桨飞机的螺旋桨滑流在大迎角条件下对飞机纵向气动特性的影响规律。中航气动院FL-9风洞中通过伺服电机驱动螺旋桨转动进行螺旋桨动力模拟风洞试验，试验迎角范围0°~50°，试验风速范围为30~50m/s。为了获得大迎角试验数据，常规迎角试验采用常规单支杆进行试验，大迎角试验采用带预弯的支杆进行试验。利用螺旋桨滑流风洞试验研究在大迎角时平尾深失速效应与滑流的耦合影响规律。研究结果表明，螺旋桨滑流会使得试验模型升力和阻力增加，纵向静稳定性降低，并且在大迎角条件下依然满足这些规律。此外，在较大迎角时平尾进入滑流与机翼洗流的耦合影响区域后，滑流会使得平尾失速效应加剧并且平尾更难从失速状态中改出，即受平尾深失速影响的迎角范围会更大且平尾深失速效应加剧。     

自由机翼气动特性的实验研究

设计了一种新型的自由机翼。与常规固定机翼和旋翼不同,自由机翼通过一根展向旋转轴固定在机身上,可在俯仰轴线上自由旋转。在飞行时,相对气流的平衡迎角保持稳定不变。即使受到如突风等外界扰动影响,自由翼也能在扰动消除后很快自动恢复到平衡迎角,避免了常规固定机翼的失速问题。通过风洞试验,对带升降副翼控制的自由翼气动特性也进行了实验研究,验证了位于自由翼后缘的升降副翼可有效地控制自由翼相对气流的平衡迎角。     

带边条后掠翼融合体隐身布局的应用研究

应用棱边边条和小展弦比大后抗角机翼融合设计，使边条涡稳定机头的脱体涡改善机翼根部流场；同时合理配置前翼，使鸭翼产生的涡流流经机翼时，加强了机翼上表面的主体涡流强度，推迟了机翼表面流态分离，提高了机翼的非线性升力。特别在大攻角时，边条涡处在机翼上表面与鸭翼自由涡和机翼主体涡相干涉，形成了三涡一体的非线性升力，极大地改善了全机的流动特性。经实验证明，该布局提供的方案，具有与同类普通布局为高的升力线斜率、高升阻比、大失速攻角及良好的纵横向和侧向静安定性等优点，同时通过电磁模型在微波暗室中测试，在迎头和侧向的ＲＣＳ值（雷达反射截面）均有明显的下降。     

雷诺数对大后掠小展弦比飞机纵向气动特性影响修正的工程计算方法

在非线性迎角范围内，雷诺数通过对机翼脱体涡和前机身体涡影响来改变飞机的纵向气动特性。由于现有风洞条件所限，在这一范围内，使用变雷诺数试验方法把试验数据外插到飞行值非常困难。为解决这一问题，本文给出了一种基于全尺寸飞行前缘雷诺数计算出外露翼可得到的前缘推力系数，并通过风洞试验求出试验条件下机翼上可得到的前缘推力系数，从而获得雷诺数对气动特性影响量的工程计算方法。该方法适用于翼面产生脱体涡流型或脱体涡占优（涡破裂前）所引起的非线性问题。     

双三角翼压力测量实验研究

为了加大某型机航程、升限、延长留空时间,在原型机上采用双三角翼改进气动特性,以期提高该机性能,满足使用需求.在中国空气动力研究与发展中心高速所FL-24风洞,对某型机模型进行了压力测量实验研究,主要测量了机翼在不同M数,不同迎角下的压力分布,着重分析了模型在不同试验状态下机翼内、外翼流动及压力分布特性.实验结果表明:在亚、跨声速流动中,内翼压力系数Cp随迎角α呈非线性变化,外翼压力系数Cp随迎角α呈线性变化,在超声速流中,内、外翼压力系数Cp随迎角α呈线性变化,具有线性和非线性气动特性相结合的特点.在大迎角α时,内翼压力系数Cp值大于外翼相同迎角α下的压力系数Cp值,内翼占主导地位,小迎角α时,外翼压力系数Cp值大于内翼相同迎角α下的压力系数Cp值,外翼占主导地位,尤其在跨声速流中更为突出,兼顾了大小迎角之间的矛盾.超声速时,内、外翼压力系数Cp随迎角α变化规律优于亚、跨声速,兼顾了亚、跨、超声速气动特性.综合利用内、外翼特点,是改进某型机气动特性的一种行之有效的措施.     

高超声速风洞子母弹大迎角抛壳投放试验

在高超声速风洞中开展了投放模型试验，对在高超声速（Ma=5)及母弹处于大迎角（25°)状态下，子母弹壳片抛射过程的分离特性进行了研究，观察到了壳片从母弹的分离过程，对处于母弹迎风面壳片和处于母弹背风面壳片的运动轨迹，以及x向、y向位移和总位移随时间的变化规律进行了分析和对比。研究发现，迎风面和背风面壳片运动轨迹截然不同，但壳片的运动轨迹发展根据其运动特点均可分为2个阶段。迎风面和背风面壳片x方向的位移运动均可明显地分为位移缓慢变化和位移迅速增大2个阶段，而y向位移均无明显的阶段变化，但迎风面壳片y向运动速度总体上大于背风面壳片。迎风面和背风面壳片的总位移曲线也可明显地分为总位移较缓慢变化（总速度较为恒定)和迅速变化2个阶段。     

三翼面流态控制水洞试验研究

在水洞中研究了三翼面流动分离和三翼面布局飞机大迎角的流动机理.以三角翼为基础,近距耦合鸭式布局作为基本研究平台,引入机身边条并进行优化选型,采用空间流态显示与测力技术,研究这种三翼面流动的各种现象,并探讨了此布局对机翼流动的控制机理.研究表明:此布局使集中涡的生成迎角、涡核迎角、涡核后掠角、涡核破裂位置等旋涡特征参数明显改善.三翼面布局对机翼流动的控制机理可归纳为对流动产生的"加速"、"抑制"和"排挤"效应.     

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。     

7°尖锥高超声速边界层转捩红外测量实验

为了推动高超声速边界层转捩研究的深入开展，给边界层转捩机理研究、物理模型验证、转捩数据库构建和转捩天地相关性的建立等提供基础风洞实验数据，在中国空气动力研究与发展中心的Φ1 m高超声速风洞开展了边界层转捩规律红外热图实验。针对半锥角7°尖锥模型，研究了不同单位雷诺数、迎角和马赫数对尖锥边界层转捩位置的影响规律。实验单位雷诺数（0.49~2.45）×107/m，迎角范围-10°~10°，马赫数5~7，模型头部半径0.05 mm。通过红外热图技术测量模型表面温度分布，获得了较为详细的转捩位置和转捩参数影响规律。实验结果表明:在马赫数5~7范围内，马赫数增大，尖锥转捩位置提前，分析认为是高马赫数时的雷诺数较大、自由流噪声水平较高引起；随着单位雷诺数的增大，边界层转捩位置前移，转捩雷诺数保持不变，约为3.0×106；小迎角时，随着迎角的增大，迎风面边界层转捩推迟，背风面边界层转捩前移，在10°大迎角时，迎风区中心线转捩前移，出现迎角"转捩逆转"现象，背风区出现了流动分离导致的低热流条带。