小升阻比载人飞船返回舱的配平气动特性

本文主要介绍小升阻比载人飞船返回舱的配平气动特性。研究表明，采用返回舱重心横编的方法，在保持对静稳定性的要求下，可以获得飞行轨迹机动控制所需的配平升阻比。返回舱飞行试验的配平气动特性可从舱内惯性平台的加速度和姿态记录数据以及轨道数据求出。风洞试验的配平气动特性数据与飞行试验结果比较之后发现，以往风洞试验得出的马赫数大于６后，返回舱的配平气动特性基本不变的结果未被飞行试验所证实。在高超声速下，随着马赫数的增大，飞行试验得出的配平攻角和配平升阻比基本上呈线性减小。返回舱的静稳定性数据表明，有时会出现不希望的第二配平点。消除该第二配平点的主要方法是进行外形修改设计和在返回舱小头上加装调整翼片。     

1.2m 风洞大攻角动导数试验技术

介绍了１．２ｍ风洞攻角达３０°的动导数试验装置与测量系统以及在１．２ｍ风洞中对标准动态模型（ＳＤＭ模型）所作的一系列试验结果。试验的马赫数为０．６～１．２,攻角为０～３０°,振动频率为８～１４Ｈｚ,试验雷诺数为１．２×１０７～２．３×１０７／ｍ。试验所得的阻尼导数包括俯仰、偏航、滚转及滚转引起的偏航动导数随马赫数和攻角的变化表现出明显的非线性,而减缩频率的影响并不显著。天平与测试系统的重复性精度小于１５％。试验结果与国外文献数据具有很好的一致性。     

动态法测量飞行器气动静稳定性的研究

本文介绍了风洞中进行模型气动阻尼特性试验的同时,获取飞行器气动静稳定性数据的基本原理。根据动态试验的频率数据,计算了五种再入外形的俯仰力矩系数的攻角导数,并与五座风洞中得到的大量静态试验数据做了比较。表明由动态法获得的静稳定性数据是可信的;并且易于观察粘性对稳定性的影响;在零攻角(或配平角)附近,动态法比静态法显示出更多的合理性。     

钝锥动态转捩风洞试验

钝锥飞行器俯仰振动时，非对称边界层转捩区前后移动相对于俯仰角运动的滞后将产生显著的非定常气动效应，导致飞行器俯仰动稳定性降低，严重时甚至会导致运动失稳。将基于气浮轴承的动态试验技术与转捩红外测量技术相结合，建立了钝锥动态转捩风洞试验技术。该技术采用气浮轴承提供俯仰运动自由且阻尼极低的支撑环境，采用红外热像仪实时测量飞行器表面整体转捩状态。开展了9°钝锥标模动态转捩试验，研究模型绕俯仰轴转动时边界层转捩区前后移动的非定常气动作用与飞行器运动的耦合效应。测量试验观察到了动态转捩试验迎角振荡现象，并发现了转捩区前后移动相对于迎角振荡的滞后现象，获得了转捩滞后时间。     

球头钝锥高超声速动稳定性的实验研究

本文叙述在脉冲型高超声速风洞中，用模型自由飞方法测定８°球头钝锥的高超声速静、动稳定特性。采用同步高速摄影方法记录了２０ｍｓ准定常试验时间中模型的角运动并用参数微分法进行气动参数辨识。实验结果表明对质心位置Ｘｃｇ≤０．６０的模型在Ｍ∞＝７．８和Ｍ∞＝９．９两种条件下皆是静、动稳定的，稳定性随质心的后移而下降，在实验范围内马赫数对稳定性没有明显影响，同时模型的底部是否封闭也没有明显影响。     

载人飞船返回舱的压力分布

载人飞船小升阻比返回舱的再入轨道主要取决于配平升阻比、弹道系数和再入点的轨道倾角。风洞试验测出的球冠压力分布与理论计算值和飞行试验值均较符合，可以用于实际飞行。气流分离和真实气体效应对倒锥锥面的压力影响较大。拐角半径增大，使拐角和球冠区的压力降低，而使锥面压力增大。雷诺数和边界层状态对底压系数的影响较大。     

布撒器气动特性分析

为了确定布撒器的气动特性 ,在中国空气动力研究与发展中心高速所 0 .6m× 0 .6m风洞中进行了 1 :7缩比模型常规测力试验。实验结果表明 :在实验攻角下 ,布撒器横向稳定 ;在小攻角下布撒器呈方向静安定 ;如果俯仰舵偏为可用偏转角度的一半 ,布撒器纵向最大配平攻角约为 4°～ 6°之间 ;如果采用全部舵偏 ,布撒器在所有实验攻角下均可配平。     

载人飞船返回舱的再入气动环境

本文介绍了载人飞船返回舱的再入走廊和气动环境。为了确定返回舱的自由流条件和驻点区条件，其再入轨迹和再入走廊是十分重要的。返回舱在再入大气层时会发生很高的马赫数和驻点温度，此时空气不再呈完全气体状态，而会发生分子振动、离解和电离等现象。返回舱再入时的马赫数、雷诺数、克努曾数、驻点压力和驻点温度等参数的变化范围很大，由于这些参数的变化，在返回舱的再入流场中会发生真实气体效应、粘性效应和低密度等效应。在估计这些效应对返回舱气动特性的影响时，必须先弄清返回舱的再入气动力和气动热环境。     

返回舱跨声速自由飞行的静动稳定性

采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验技术，研究大钝头、小升阻比的类"联盟号"返回舱在跨声速区自由飞行时的运动特性与气动特性规律。以单平面光路拍摄返回舱模型在风洞中自由飞动态运动过程图像，经图像自动判读获取其运动轨迹与姿态角，并以参数微分法对模型运动姿态角进行线性与非线性气动参数辨识，得到模型俯仰方向的静、动稳定导数系数。研究结果表明:采用线性与非线性气动参数辨识所获得的静稳定导数系数C_mα均小于零，在数值上差距不大；从非线性气动参数辨识结果看，返回舱静稳定导数系数的数值主要由线性项C_mα0决定，非线性项C_mα2α2所占比例较小；类"联盟号"返回舱静稳定导数系数的非线性较弱，可近似用线性气动模型进行辨识。在试验迎角范围内，返回舱的动稳定导数系数呈现出非线性性质，且在小迎角范围内由线性项决定，在大迎角范围内主要由非线性项主导。     

风洞自由飞模型俯仰阻尼导数的提取方法

本文介绍了提取风洞自由飞模型俯仰阻尼导数的一种方法。使用非线性微分方程对模型姿态角进行参数辩识而得到以瞬时角位移表示的俯仰阻尼导数。假定在每个振动周期内模型阻尼变化小,且阻尼导数对称。使用 Kryloff-Bogoliuboff 方法对瞬时阻尼进行平均化处理便给出以角振幅表示的模型俯仰阻尼导数。这种角振幅表示法使模型非线性阻尼导数具有良好的重复性。因此,风洞自由飞模型非线性俯仰阻尼导数表示为角振幅的函数更为合理。而且在实验数据的角振幅变化范围内提供较为可靠的结果。     

飞行器滚转阻尼导数测量试验技术研究

介绍了中国航天空气动力技术研究院针对滚转阻尼导数试验中不同试验要求,为航空航天飞行器开展的多项滚转阻尼导数风洞试验技术研究。针对不同模型,分别采用一体式弹性铰自由振动试验技术、组合式弹性铰自由振动试验技术和基于气浮轴承的自由滚转试验技术进行了多项试验,对机械阻尼特性、试验频率和抗载荷能力等关键性能进行了综合分析和研究。风洞试验结果表明:合理利用各项试验技术进行试验,试验数据大小合理、规律性好;各试验技术能够满足不同的试验振动频率范围,并且体现出了机械阻尼量级的规律性变化。针对不同飞行器外形进行风洞试验时,应结合试验要求和多方面因素选取合适的试验技术和试验方案。     

80°/65°双三角翼滚转稳定特性预测研究

在 FL-23风洞中开展了80°/65°双三角翼大迎角下的滚转特性研究,包括静态测力试验,动导数试验和自由滚转试验,通过静态测力试验及动导数试验获得了双三角翼模型在大迎角条件下的滚转力矩特性以及动导数特性,从而对双三角翼大迎角条件下的滚转运动特性进行了预测,最后通过自由摇滚试验对预测结果进行了验证。研究结果表明随着模型迎角的增加,双三角翼呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、双周期震荡、准极限环摇滚,通过静态气动力及动导数可以较准确地对模型的运动形态及对应的迎角范围进行预测。     

Control for Underactuated Reentry Aircraft in Small Angle of Attack

The control problem for under-actuated reentry vehicle like HTV-2 is considered with small angle of attack.The control strategy for an aircraft with positive lateral control departure parameter relies on strong lateral stability,which declines with the decrease of the angle of attack.Thus,to control the lateral-directional motion in a stable state is hard and even impossible in some scenarios where the under-actuated reentry vehicle,like HTV-2,flies in a low angle of attack.To address this problem,the lateral-directional open-loop motion characteristics are analyzed.The results show that in an uncontrolled state,the lateral-directional motion can automatically converge to stabilization thanks to the aerodynamic damping effect.Therefore,a method of turning-off the lateral-directional control and inviting aerodynamic damping to control can achieve stability.The six-degree-of-freedom simulation show that the lateral-directional motion can be stabilized by the aerodynamic damping,and the lateral position error caused by the bank angle deviation is limited near the zero-rise angle of attack.The control strategy is effective.     

短钝外形飞行器自由振动动导数试验技术

为研究短钝外形飞行器的动稳定特性,基于自由振动动导数试验方法在1.2 m量级亚跨超声速风洞中建立了动导数测量试验技术。通过新设计的弹性铰链和轴承铰链解决了短钝外形飞行器弹性支撑和低频振动模拟问题。利用新建立的试验装置研究了马赫数、迎角、减缩频率对动稳定特性的影响。在短钝外形飞行器气动力特点下,新设计的弹性铰链能够满足模型支撑和振动需要,轴承铰链的支撑方式可以在风洞中模拟接近实际减缩频率的振动。在亚跨超声速风洞中完成了某短钝外形飞行器俯仰动导数的测量,获取了俯仰动不稳定状态点,为此类飞行器的动稳定特性研究提供了试验基础。     

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。     

低速风洞旋转流场下滚转振荡动导数试验技术研究

介绍了中国航空工业空气动力研究院自主开发的旋转流场下单自由度振荡系统及相应的试验技术。尾旋特性分析及预测时所使用的动导数通常是在常规流场中获得的,测得的动导数没有体现旋转流场的影响。该项试验技术通过在旋转流场中进行强迫振荡运动来获取飞机尾旋过程中的动稳定性导数,实现了对流动的真实模拟。在FL-8风洞中采用某型号飞机的动导模型进行了旋转流场下滚转振荡试验研究,对试验数据进行简单分析。分析结果表明：该系统试验性能稳定,试验数据可靠,可以有效的应用于现代飞机的振荡尾旋和飘叶式尾旋过器的气动力特性研究和预测。     

滑流对飞机俯仰静稳定裕量影响及平尾优化研究

螺旋桨飞机的滑流是影响飞机气动性能的重要因素。某飞机初始方案试验数据表明:在起降构型大拉力情况下,该机存在中小迎角俯仰静不稳定现象,严重影响飞机飞行安全。为提高飞机中小迎角俯仰静稳定裕量,通过对飞机气动数据的深入研究,对俯仰静稳定裕量降低的原因进行了分析,结果表明:中小迎角出现俯仰静不稳定的主要原因是迎角变化过程中平尾进出滑流影响区,导致平尾效能出现明显变化。结合飞机布局特点,提出了降低平尾高度的方法,减小动力不利影响。经试验验证,该方法能明显改善飞机中小迎角下俯仰静稳定性,有效扩展飞机小迎角俯仰稳定范围,使其满足总体设计要求。     

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。