小迎角高超声速非旋转钝锥非线性运动分析

采用分段拟合技术对小迎角高超声速(马赫数Ma=6)非旋转钝锥双平面拍摄风洞自由飞试验结果进行了分析,获得了非旋转钝锥在小迎角高超声速下气动导数非线性的具体形式,分析了非旋转钝锥在小迎角下的非线性运动特点。研究发现在小迎角范围内钝锥的动导数系数均呈现明显的非线性,而静导数系数非线性较弱,可近似为线性。各组试验的静、动导数系数的非线性形式表明,除模型Ⅱ外的其余模型均为两方向振幅不同的极限圆锥运动,模型Ⅱ为极限平面运动。每组试验两个平面的静导数系数在小迎角范围内保持基本相等。而无论出现极限圆锥运动的四组试验还是出现极限平面运动的一组试验,模型在俯仰和偏航两个方向的动导数系数均存在较大差异。     

旋转钝锥高超声速自由飞气动导数非对称性北大核心CSCD

分别从采用轴对称假设和考虑非对称性的角运动方程出发,通过对高超声速下(M=6)10°半锥角旋转钝锥双平面拍摄风洞自由飞试验结果进行气动参数辨识,对旋转钝锥高超声速自由飞行状态下气动导数的非对称性问题进行了分析。通过对比辨识曲线与观测值的重合性,证明轴对称旋转飞行器存在气动导数非对称的问题,其动导数和Magnus力矩导数均存在较明显的非对称性,动导数的非对称性尤其严重,而静导数的对称性则较好。进一步分析发现气动导数的非对称性对旋转飞行器的瞬态角运动、及总迎角的峰、谷值及相位均存在明显影响,采用轴对称假设而获得的瞬态角运动将存在一定误差。旋转飞行器气动导数非对称性的影响不可忽略。     

旋转钝锥高超声速自由飞气动导数非对称性

分别从采用轴对称假设和考虑非对称性的角运动方程出发,通过对高超声速下(M=6)10°半锥角旋转钝锥双平面拍摄风洞自由飞试验结果进行气动参数辨识,对旋转钝锥高超声速自由飞行状态下气动导数的非对称性问题进行了分析。通过对比辨识曲线与观测值的重合性,证明轴对称旋转飞行器存在气动导数非对称的问题,其动导数和Magnus力矩导数均存在较明显的非对称性,动导数的非对称性尤其严重,而静导数的对称性则较好。进一步分析发现气动导数的非对称性对旋转飞行器的瞬态角运动、及总迎角的峰、谷值及相位均存在明显影响,采用轴对称假设而获得的瞬态角运动将存在一定误差。旋转飞行器气动导数非对称性的影响不可忽略。     

前体涡诱导机翼摇滚的人工转捩技术研究

针对翼身组合体由前体绕流主控的机翼摇滚运动现象,在常规低速风洞中为了模拟其前体流动的过临界Re数绕流流态,研究并提出了一种分布式多转捩丝人工转捩技术。该技术是在模型前体的两侧分别以模型周向角±56.25°为中心周向对称分布多对转捩丝,其间隔为22.5°。转捩丝的轴向位置是从x/D=0.306开始延伸到机翼前缘翼根所在截面。在这样的布局下,当模型摇滚时,前体两侧绕流的转捩有效区内就能始终保持至少各有一根转捩丝。这样,在常规低速风洞中进行模型滚转振荡实验时,利用上述人工转捩技术,只要摇滚的减缩频率足够低,在任一滚转角下就能使得前体的边界层流动转捩到过临界流态。最后,在北航D4常规低速风洞中通过该人工转捩技术,得到了在前体过临界Re数绕流流态下,翼身组合体的机翼摇滚运动形态。     

钝锥在添质作用下的稳定性导数的分析

本文在国外有关工作的基础上进一步分析了烧蚀引起的添质作用的力学模型及其对球钝锥俯仰力矩稳定性导数的影响机理,一起计入了热—化学延迟效应和气流延迟效应,考虑了边界层为层流以及转捩为湍流的各种情况,探讨了稳定性导数与添质率、边界层转捩位置、热—化学延迟相位角、减缩频率以及攻角等诸因素的关系。并且提供了计算具有添质作用的球钝锥在小攻角下以及在不同边界层流态下的俯仰力矩稳定性导数的一套方法,较前扩展了应用范围。分析表明,当添质率较大,而在重心附近又发生边界层转捩时,钝锥的俯仰阻尼力矩导数可以出现严重的负阻尼情况。本文的计算结果与某些弹道靶试验数据以及飞行试验遥测换算数据相当接近。     

低速风洞带动力模型自由飞试验

为在风洞中模拟飞行器六自由度飞行的物理过程,获取飞行器流动/运动/控制耦合特性,对低速风洞带动力模型自由飞试验技术进行了研究。基于相似准则,在大型低速风洞建立了试验系统,利用纵向静不稳定的动力学相似缩比模型飞机,经过飞行控制律闭环控制增稳后,开展稳态飞行、施加标准激励验证飞行、控制律参数调整验证飞行、大迎角飞行等自由飞试验,并将试验结果与原型机飞行仿真结果进行了对比研究。结果表明,基于相似准则建立的低速风洞带动力模型自由飞试验系统,能够有效模拟飞机闭环控制飞行过程,试验结果准确反映原型机的稳定与控制特性。低速风洞带动力模型自由飞试验验证了原型机的飞行控制律,预测了其大迎角失速/偏离特性,形成了飞行器气动/飞行力学/控制一体化风洞试验研究能力。     

旋转导弹风洞六自由度自由飞动导数实验研究

风洞六自由度自由飞实验,是国内首次开展的一项新的风洞实验研究。实验设备为0.2米×0.2米的超声速风洞,求流马赫数为2和2.5。当超声速流场建立后,将以每分钟一万多转的高速旋转导弹模型,向实验段上游发射。模型在风洞观察窗区飞行时,用高速立体摄影拍摄模型飞行姿态随时间的变化。然后根据飞行姿态记录,通过数据辨识,求得俯仰力矩系数斜率,俯仰阻尼力矩系数和马格努斯力矩系数。实验精度优于国外弹道靶自由飞实验结果,尤其是动导数数据取得了满意的结果。     

飞行试验热流辨识和边界层转捩滞后现象

对中国空气动力研究与发展中心马赫数为5左右的球锥模型在首次航天模型飞行试验中的温度测量数据进行了分析,通过辨识获得热流分布,发现飞行试验的测热数据后处理方法与地面风洞试验有很大差别,必须考虑温度变化历史,并考虑测温单元与周围飞行器壳体的三维传热才能得到正确的热流结果。采用工程计算方法对模型表面热流分布进行了计算,通过与飞行试验测量结果对比分析,发现测温点在发射上升段由湍流完全变为层流和在再入下降段由层流向湍流转捩具有不同的转捩准则数,边界层转捩存在滞后现象;根据地面风洞试验拟合出的转捩准则受到风洞噪声等因素的影响,预测的转捩位置比实际情况靠前;对于球钝锥外形,当x/R50时,流场和热流趋于锥形流结果。本次模型飞行试验还首次验证了气动热工程方法对于马赫数小于5情况的适应性。     

人工扰动在湍流边界层中的传递

在翼型或机翼的风洞试验中,常用绊线或局部表面粗糙度来固定边界层转捩。本文研究了在零压力梯度条件下,这种人工扰动在风洞平板侧壁上的湍流边界层中的传递,并且发现扰动所引起的动量损失会保留在下游的边界层中。在零压力梯度下,这个局部的动量损失几乎是一个附加的常量,而逆压梯度则会扩大这种动量损失。不同直径的绊线在不同的位置对边界层扰动的大小是可以确定的。     

电弧加热流场湍流度对尖锥边界层转捩影响的研究

电弧加热流场的热环境特性直接影响热防护系统的地面试验数据,由于电弧加热器高温气流和参数波动的原因,直接测量湍流度非常困难。为研究电弧加热流场湍流度对于边界层转捩的影响,采用红外热图热像仪,在电弧加热流场中进行了5°尖锥模型边界层转捩研究。结合数值计算,将试验结果与常规风洞的尖锥边界层转捩结果进行了比较。结果表明：马赫数影响的雷诺数转捩判别准则可以用于计算电弧加热流场的转捩雷诺数;电弧加热流场的尖锥边界层转捩雷诺数显著小于常规风洞的转捩雷诺数,表明在该试验条件下,电弧加热流场的湍流度显著大于常规风洞。     

民机极限飞行状态的动态气动力试验与建模

飞行失控是造成民机灾难性航空事故的重要因素,飞行失控中飞机难以避免超出正常飞行包线范围,进入具有复杂非线性和非定常动态气动特性的极限飞行状态。本文开展典型民机布局飞机极限飞行状态的动导数、大振幅试验,对大迎角动态气动力的参数影响规律以及非线性、非定常特性进行分析和建模。结果表明,在飞机失速到过失速区域,飞行姿态快速变化过程中动态气动力的非线性和非定常特征显著;在动导数试验和建模中,考虑运动角速率的影响,可以预示气动力非线性的迎角范围,并捕捉到关于飞机动稳定性演化的关键特征;利用Goman-Khrabrov状态空间模型结合大振幅试验,可以确定模型中表征非定常特征的关键时间常数,获得特定极限飞行状态运动中的非定常动态气动力特性。研究方法和结果为开展民机极限飞行状态的动态气动力风洞试验设计与建模提供了一个可行途径,能改进飞机飞行失控预防、极限状态改出、飞行模拟训练和飞行事故分析等。     

飞机大振幅非定常滚转运动的非线性稳定性分析

本文根据某飞机大振幅非定常滚转力矩的风洞试验结果,采用两种方法,计算了飞机绕体轴作自由滚转运动时的滚转角时间历程,分析研究了飞机非线性滚转运动的稳定性,并对非定常空气动力对飞机稳定性的影响作了较深入的研究。本文通过两种滚转运动时间历程结果的比较,表明了给出的从大振幅实验提取常规动导数方法是可行的;而且也表明了通过测量飞机绕体轴滚转时大振幅非定常滚转运动时的滚转力矩值,可以研究飞机的摇滚（Ｗｉｎｇ     

一种近空间高超声速飞行器滚转稳定性研究

研究近空间高升阻比构型高超声速飞行器面临的复杂稳定性问题,对其机动飞行安全和操控具有重要意义。为此,通过静、动态风洞试验和数值模拟,开展了类HTV-2飞行器布局典型马赫数和迎角下,滚转方向静稳定性、单自由度和两自由度俯仰/滚转耦合运动动稳定性研究。结果表明：飞行器滚转方向为静稳定;自由振动的滚转单自由度运动为衰减振动曲线,动导数为负值,表现为动稳定;强迫俯仰/自由滚转两自由度耦合运动情况下,由于惯性力矩和非对称滚转力矩共同作用,导致滚转出现振幅周期性变化的极限环运动,甚至失稳发散。     

逃逸飞行器模型高超声速风洞自由翻滚动导数试验技术

高超声速风洞模型自由翻滚动导数试验技术是为满足航空航天飞行器 0°～ 360°全攻角范围内的动导数测量及产生极限环振动现象的研究之急需而研制。简要介绍了试验技术研制的自由翻滚试验装置、液体轴承、角度测试系统与系统建模的大攻角非线性数据处理技术。该项技术已成功地为逃逸飞行器模型提供了满意的试验数据     

天空飞行与地面风洞实验动态气动相关中的雷诺数影响

近10余年来，在3个动态气动专题领域内，地面风洞自由飞实验与对应的天空飞行器的绕流雷诺数虽然相差1～2个量级，但风洞自由飞实验结果多次预测或再现了天空飞行器出现的对飞行安全、飞行性能产生严重影响、其它地面风洞实验方法难以预测或再现的这3个专题领域内的动态气动特性，这至少为3个专题领域内天地动态气动相关中的雷诺数影响，提供了一个新的理解。     

风洞虚拟飞行模型机与原型机动力学特性分析

在低速风洞虚拟飞行试验系统中,采用三自由度（3-DOF）球铰支撑动力学相似缩比飞机模型,在气动力矩作用下试验模型可绕质心自由转动。这种带约束的运动与具有六自由度（6-DOF）的真实大气飞行存在差别,鉴于此,对各影响因素逐个剖离并进行了数值模拟和对比分析。结果表明：位移约束使两者间的动力学特性产生较明显的差异,缩比的影响符合相似准则规律,机构摩擦、模型重心与支撑点不重合影响较小,常值干扰力矩对模型的初始响应有一定影响。对比分析结果可以用于指导风洞虚拟飞行试验的开展,并有助于完善风洞虚拟飞行试验技术及其拓展应用。     

高速风洞动导数试验精准度提升研究

随着高机动性飞行器的发展,准确获取飞行器的动导数尤为重要,进而对传统动导数试验技术的精准度要求越来越高。然而,在高速风洞试验中,由于模型尺寸小、气动载荷大、振动幅值小,与低速动导数试验相比,高速动导数试验面临的困难更大。为了提高高速动导数的试验精准度,针对以上特点,对模型在振动过程中的受力情况、振动机构设计以及信号干扰等问题进行了详细分析与总结,并应用于型号试验中,试验结果显示高速风洞动导数重复性精度提高至10%以内。通过所做的研究工作,高速动导数试验技术得到了提升,同时,文中对高速动导数试验技术的未来发展趋势也做了简要介绍。     

升力体飞行器尾喷流模拟气动力试验方法研究

尾喷流对升力体高超声速飞行器的气动特性影响显著,风洞喷流模拟测力试验是研究升力体飞行器尾喷流干扰效应的重要手段。在尾喷流模拟气动力试验中,选取恰当的喷流模拟参数,以及克服喷流供气管路对天平测力的干扰以提高测量精准度,是需要解决的关键技术。在 CARDC 的Ф1米高超声速风洞中,研究了采用冷喷流模拟、飞行器整体模型测力的升力体飞行器尾喷流模拟测力试验方法。通过优化模型结构设计、选用小干扰的喷管分断缝隙密封措施,解决了带尾喷流模拟条件下的升力体飞行器气动力精确测量问题,提高了带喷流气动力试验数据精度,接近常规气动力试验的水平。     

高超声速锥体表面凸起物分离干扰区气动力/热关联计算方法

针对高超声速锥体表面凸起物周围的分离干扰流动产生的气动力/热提供了关联计算方法,包括凸起物周围分离干扰区压力分布计算方法、分离干扰区几何特征的计算方法、分离干扰区附加气动力计算方法、分离干扰区气动热计算方法.对典型的钝锥加凸起物外形进行了计算,计算分析了由于凸起物周围分离干扰区压力升高引起的附加气动力、凸起物表面及干扰区的气动热,对气动热计算结果与激波风洞实验结果进行了比较,本文关联方法计算结果与实验结果符合较好.