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为了在φ3.2m风洞中开展战斗机大迎角进气道特性试验研究,结合该风洞开口试验段及支撑装置的特点,研制了能够模拟战斗机进气道流量的小型引射器装置,发展了基于引射器/张线尾撑一体化设计的战斗机大迎角进气道试验技术.为了验证该项试验技术,研制了进气道流量测量装置,以及基于数字阀的气源控制系统;进行了装置性能研究,并利用某战斗机模型开展了飞机鸭翼对进气道性能的影响试验研究.研究结果表明:引射器引射流量达1.34kg/s,引射器/张线尾撑一体化方案可完全满足我国已有战斗机在3m量级风洞开展进气道试验的流量模拟及开展大迎角试验研究的需求;鸭翼对战斗机进气道性能影响研究为进气道试验模型外形模拟提供了依据. 相似文献
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2m超声速风洞总体结构设计 总被引:3,自引:0,他引:3
“高速化”、“精确化”是未来飞行器一个极为重要的发展方向,是提高飞行器效能的有效手段,而先进飞行器的研制强烈依赖于地面模拟试验设备——风洞.目前我国现有的超声速风洞设备尺寸和试验模拟能力还有很大不足,主要体现在真实模拟、模拟能力、精确测量等方面.在这种背景下,开展了2m超声速风洞的建设,笔者针对风洞的特点主要介绍结构总体设计概况.该风洞为下吹一引射式暂冲型超声速风洞,采用全钢结构,主要涉及风洞总体布局、模型更换方式、支座布局、风洞洞体各部段间连接、密封和定位、风洞洞体的强度和刚度、洞体水压试验等问题. 相似文献
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在高速大迎角时的动态气动特性是衡量新一代高机动飞行器气动性能的重要参数之一。笔者介绍了在CARDC的FL 21与FL 24高速风洞配套的大振幅俯仰动态失速实验系统。该系统包括:FL 21与FL 24高速风洞大振幅俯仰运动机构;俯仰运动控制系统;数据采集与处理软件系统。该系统可以在高速风洞中真实模拟飞行器大振幅俯仰运动,并测量其相应的非定常气动力的变化,也可以为飞行器的飞行力学动态性能分析或飞行模拟器提供非定常气动力数据。试验研究初步揭示了航天飞机OV102模型高速大迎角俯仰运动的动态气动特性。 相似文献
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战斗机推进系统模拟低速风洞试验技术研究 总被引:4,自引:1,他引:3
为了在低速风洞中研究推进系统进气和喷流对战斗机气动特性的影响,发展了采用模拟器进行战斗机模型试验的新技术,研制了能够模拟发动机进排气的引射式模拟器,并进行了模拟器的校准.为了验证该项试验技术,研制了简化的战斗机试验模型和模型支撑装置,在中国空气动力研究与发展中心φ3.2m低速风洞进行了测力试验,试验的迎角范围-5°~48°,侧滑角范围0°~15°,试验风速为70m/s.试验结果表明:试验能够较真实地模拟战斗机发动机的进气和喷流情况,进气流量可模拟到90%以上,喷流的最高落压比可达到2.95.该项试验技术为开展进气/喷流对战斗机的气动特性的影响研究提供了新的技术途径. 相似文献
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2.4m风洞大迎角机构结构设计与有限元分析 总被引:3,自引:0,他引:3
研制具有良好力学特性的大迎角机构,是解决先进、高机动飞行器武器大迎角气动力问题的关键技术之一.阐述了2.4m风洞大迎角机构结构形式,同时应用MSC/NASTRAN有限元软件,对其强度、刚度和动态特性进行了有限元分析,获得了大迎角机构在最大气动力载荷作用下的结构应力和变形,以及自由振动时的模态频率和模态振型.计算结果表明:大迎角机构本身结构强度、刚度富余;固有频率远离气流脉动频率,表明其具有较好的动态特性;该机构结构形式合理可靠. 相似文献
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介绍了该项研究的目的、要求、研究内容、试验条件及试验方法。文中简单介绍了半模和全模两期抖振试验的主要结果,提及了研究中存在的不足和将来研究应改进或加强的工作。笔者认为:该研究的抖振、测力、测压数据,其量值可靠、规律合理,可信度高。风洞流场的品质好,抖振边界测量精度高,且有大Re数的优势,更适合飞行器的抖振特性试验和研究。 相似文献
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连续式跨声速风洞设计关键技术 总被引:15,自引:3,他引:12
为研制先进飞行器,除了提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术外,必须建立高性能连续式跨声速风洞试验设备,解决飞行器高速风洞试验模拟能力和精细化模拟问题.以试验段尺寸0.6m×0.6m连续式跨声速风洞设计为例,给出了风洞总体设计方案,分析了如何降低风洞气流脉动、如何改善风洞流场品质、提高风洞运转效率和拓展风洞试验能力等关键技术途径.该风洞作为大型连续式跨声速风洞的引导风洞,方案设计主要采用了高压比压缩机驱动系统、半柔壁喷管、低噪声试验段、高性能换热器和三段调节片加可调中心体式二喉道等新型技术. 相似文献
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分裂导线在不同风场条件下的阻力系数及干扰效应对导线风荷载的合理化设计十分重要。不同迎风角和雷诺数下分裂导线气动阻力系数特性及干扰屏蔽效应比较复杂。为了研究该干扰效应,设计长细比约为1∶30、长度约为1m 的导线节段模型试验,获得导线平均风荷载阻力系数随雷诺数、尾流干扰的变化规律;进行了不同风速和迎风方向下4、6和8分裂导线节段模型平均风荷载阻力系数试验,总结了多分裂导线阻力系数的屏蔽效应规律特性。试验结果表明,多分裂导线气动阻力系数干扰效应明显,且不同迎风方式对风荷载影响较大,风荷载明显低于现行规范规定值。分裂导线风荷载合理化设计和计算应该重视迎风角度和干扰效应的影响。 相似文献
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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. 相似文献