风洞虚拟飞行试验技术初步研究

介绍了在航天空气动力技术研究院FD-10低速风洞中建立的风洞虚拟飞行试验系统,和对风洞虚拟飞行试验技术进行了验证性研究的情况。研究的目的是探索风洞虚拟飞行试验技术的原理和关键技术,包括组合式滚转轴承系统和舵面作动系统的缩比模型以及悬挂支撑系统技术。分别进行了模型滚转运动和偏航运动的风洞试验,对模型姿态随舵偏角变化的实时响应进行了风洞试验研究,验证了虚拟飞行的可行性,为建立生产型风洞的虚拟飞行试验装置打下了基础。     

调整片和有气动内补偿舵面的多自由度操纵面颤振研究

采用操纵调整片和具有气动内补偿的舵面,成功地实现了大型高亚音速飞机的人工直接操纵,也带来了调整片颤振问题。在型号研制中,我们以低速风洞颤振试验和数值计算两种手段进行了调整片和有气动内补偿舵面的多自由度操纵面颤振研究:致力模拟各操纵面的刚度,多铰链悬挂、气动内补偿和多自由度操纵系统,设计了某大型运输     

风洞非均匀流场中的一体化高超声速飞行器缩比模型气动性能研究

准确预测气动推进性能是吸气式高超声速飞行器研究的重要挑战之一。针对CARDC吸气式高超声速实验室（AHL）自主设计的一体化高超声速飞行器风洞试验模型,通过数值模拟计算,研究了CARDC600mm脉冲燃烧风洞的流场,并与试验结果做了对比,确定了试验模型在风洞中的合理安装位置,分析了带舵面飞行器在进气道打开、发动机不工作情况下的气动性能,对比研究了试验模型部分处于风洞流场非均匀区时,风洞结果对模型气动性能产生的影响,对比了数值计算结果和风洞试验结果。结果为利用风洞试验结果准确分析飞行器气动性能提供了重要依据。     

栅格舵气动与操纵特性高速风洞试验技术研究

为研究飞行器单独栅格舵全尺寸模型气动特性,考核、验证舵控系统操纵性能,在FL-24风洞（1．2m×1．2m）开展了专项试验技术研究。首次在国内高速风洞建立了全尺寸栅格舵高速风洞试验平台,主要内容包括：风洞大载荷侧壁支撑装置设计、高速风洞模型保护装置设计、高灵敏度气动测试天平研制、模型风载条件下变形测试系统设计以及动态气动力测量与数据处理方法等。该项试验技术实现了模型气动与舵控系统以及气动与结构一体化试验验证,为栅格舵尾翼布局飞行器相关专业设计及飞行试验提供了重要试验数据。     

轻型低速飞机舵面前缘曲线圆弧拟合法

在飞机舵面设计中，舵面翼型一般均选用可以在气动手册中查到的现成翼型，但舵面前缘外形一般需自行设计。本文采用双圆弧插值计算及计算机辅助设计等方法，先后建立对称翼型和不对称翼型舵面前缘的效学模型，给出光顺流畅，且便于数控加工制造的舵面前缘外形。这些方法已成功地应用在多种轻型低速飞机舵面设计中，取得了令人满意的效果。     

飞翼布局飞机开裂式方向舵的作用特性和使用特点

大展弦比飞翼布局飞机取消了垂尾和常规方向舵,通常采用大偏角的开裂式方向舵作为偏航操纵面.基于风洞试验数据,研究了开裂式方向舵的偏航操纵非线性、小偏角偏航舵效低、附加力效应显著和3轴操纵耦合等特性,并分析了其偏转对飞机气动特性和稳定特性的影响.总结了开裂式方向舵在各飞行任务阶段下的使用特点,如针对其小偏角偏航舵效低的特性...     

航空快递

C919飞机DDP阶段全机低速测压风洞试验顺利完成C919飞机DDP阶段全机低速测压风洞试验从2012年12月17日开始,于2013年2月8日在荷兰DNW-LLF风洞顺利完成。试验得到了C919飞机DDP阶段全面的压力分布和低速气动特性数据,为C919飞机在低速构型下气动载荷的计算,飞行性能的验证及操控稳定性的评     

通气模型高超声速风洞铰链力矩试验技术研究

针对通气飞行器内外流一体化气动布局的特点,在通气模型高超声速风洞铰链力矩试验中,通过对模型进行适当改型,在保证内流道不发生壅塞、模型外部流场结构不发生改变的前提下,实现了高超声速通气模拟和模型尾支撑;通过合理设计试验装置布局、采取防隔热措施等,解决了通气模型高超声速风洞试验中内流道气动加热和舵面缝隙窜流等导致天平产生严重温度效应,舵面气动力难以精确测量的难题。在某高超声速风洞上开展的铰链力矩试验结果表明,所采用的试验技术能够实现通气模型高超声速舵面气动力特性的精确测量。     

舵面损伤的气动模型及故障检测研究

针对飞机舵面损伤故障检测和诊断的气动模型和飞行状态限制，提出了在线故障模式预测方法，并使用某机的故障及正常风洞数据建立了舵面损伤非线性气动模型。最后，仿真验证了该方案的气动模型独立性、飞行状态及操纵的适应性。结果表明，该方法可提高自修复飞控系统中舵面损伤故障检测算法的适用性和工程应用能力。     

Φ2米旋翼模型试验台悬停和前飞试验

为满足直升机选型试验及旋翼气动特性机理性研究的需要,中国气动研究与发展中心低速所研制了Φ2m旋翼模型试验台.试验台研制经历方案论证、分系统设计加工与研制、分系统安装调试、试验台总装及动力/传动系统联调等阶段,完成了地面调试和悬停试验,并在Φ3.2 m风洞完成了配平前飞试验,已形成2m直径量级旋翼模型桨尖马赫数相似的悬停试验和前飞试验能力,提高了直升机风洞试验和研究能力.     

飞机全动平尾颤振特性风洞试验

高机动飞机全动平尾颤振设计的重要手段就是颤振模型风洞试验。针对一个飞机的全动平尾,采用了单独平尾和中央固支的后机身-平尾组合体两种方案的低速颤振风洞试验,研究平尾的基本颤振耦合机理以及后机身垂尾气动力干扰的影响。然后采用半模跨声速颤振风洞试验研究马赫数对颤振特性的影响和机翼干扰对平尾颤振边界的影响。介绍了低、高速颤振模型的设计和风洞试验的结果,并综合形成了完整的平尾颤振特性规律,尤其在跨声速颤振风洞试验中,使用不同超重系数的颤振模型,研究了质量参数对颤振边界的影响规律。风洞试验结果显示,全动平尾颤振特性研究必须考虑后机身的弹性支持,并且需要使用不同的模型方案考虑机身、机翼和垂尾的气动力干扰,跨声速风洞模型需要考虑超重系数的影响。该研究获得了全动平尾颤振特性的一般规律,可作为相关飞行器设计的参考。     

一种基于光固化快速成型的飞机静弹性风洞试验模型设计方法

高速风洞静弹性模型设计和制造是静弹性风洞试验的一个关键。为解决模型设计周期长、制造费用高等问题,提出了一种基于立体光固化快速成型面向高速风洞大展弦比机翼静弹性模型研制方法。基于机翼刚度分布相似参数,采用机翼钢梁骨架和树脂蒙皮组合结构,通过优化结构尺寸完成静弹性模型结构设计;使用机械加工和快速成型技术完成模型制造,并通过地面刚度试验对加工模型进行了刚度分布验证。风洞试验结果表明：基于立体光固化成型技术设计和制造的静弹性风洞试验模型工程实用、可行,与传统静弹性模型研制过程相比,具有研制周期短、成本低而且不存在因填充物带来附加刚度的显著优势。     

面向先进战斗机研制的风洞模型飞行试验技术

高机动性先进战斗机气动布局与飞控系统设计面临愈加严峻的流动/运动/控制耦合问题,大迎角飞行以及推力矢量等高新技术应用也使其在研制过程中面临更高的技术风险,风洞模型飞行试验是实现飞行器气动/飞行/控制一体化研究、降低研制技术风险的重要手段。介绍了低速风洞模型飞行试验技术原理及国内外发展现状,对试验技术主要特点及其在支撑先进战斗机研制中的作用、应用范围、应用阶段以及面临的主要挑战进行了分析,为试验技术发展和应用提供参考。发展和应用低速风洞模型飞行试验技术,有利于充分挖掘战斗机的气动性能与控制性能,降低试飞风险,是新一代战斗机研制、新技术工程化应用的重要支撑技术。     

2.4米跨声速风洞大展弦比飞机测力试验技术研究

针对大展弦比飞机的气动布局特点,在2.4米跨声速风洞中开展了大展弦比飞机测力试验技术研究。该项研究建立了大升阻比高精度天平设计技术和模型支撑系统设计平台,研制了专用大升阻比高精度测力天平和模型支撑系统。在国内高速风洞中建立了大型跨声速风洞模型设计新准则。研究结果表明:所提出和制定的方案是科学合理的,为我国大飞机研制提供了可靠的技术支撑。     

FD09风洞旋转天平试验系统研制

为了分析和预测飞机的尾旋特性,一般通过旋转天平风洞试验测定飞机模型在不同姿态角时绕风轴以不同旋转速率作等速旋转状态下的气动特性。针对上述情况,研制FD09低速风洞旋转天平试验系统,介绍该旋转天平试验系统的设计特点、性能指标,并进行SDM标模和战斗机模型对比验证。结果表明:本试验系统工作稳定可靠,试验结果与参考曲线有较好的重复性,并且本试验系统试验曲线的光滑性要更好一些,同时本试验系统给出的试验数据精度较高,可以用于开展型号试验及相关空气动力学研究。     

大型客机低速构型高雷诺数风洞腹撑支架干扰数值模拟

风洞到飞行相关性修正是获取现代大型客机低速气动特性的重要手段，通常采用增压提高风洞试验雷诺数，而支架干扰修正是该修正体系的一个关键环节。采用数值模拟研究了增压风洞腹撑的支架干扰，并分析了腹撑对飞机各部件的干扰及其对风洞流场的影响。通过数值模拟与风洞试验对比，表明升力系数相差0.006，阻力系数最大相差0.001 2，俯仰力矩系数最大相差0.01，验证了CFD数值模拟方法的可靠性。CFD计算结果表明：腹撑使得全机升力增加、阻力减小，俯仰力矩增加；腹撑对升力影响的主要部件是机翼，腹撑使得风洞中心以上动压增加，提升上翼面流速，从而增加了机翼的升力；与传统认识不同的是腹撑对阻力影响为负，且主要影响部件为缝翼，原因为缝翼下偏使得法矢分量向前从而减小了阻力；腹撑对俯仰力矩影响的主要部件是机身及平尾。研究结果揭示了腹撑对飞机气动特性影响的量级、主要影响部件及其流场变化，可为支架干扰数据修正及支架优化设计提供参考。所得结论可更好用于支架干扰试验的开展及风洞到飞行数据的修正，具有一定的工程实用性。     

环翼机低速气动特性风洞实验研究

环翼机具有前、后翼,前翼后掠,后翼前掠,机翼在翼尖处连接,形成一个环状结构。为了解环翼的气动特性及环翼的几何参数对环翼机气动特性的影响,本文在低速风洞中对3种不同几何参数环翼飞机进行了纵向及横向测力实验,其中包括前、后翼几何参数改变对气动特性的影响。实验结果表明,与常规飞机相比,环翼机具有如下优点：诱导阻力小,失速特性好,操稳性能易于满足。实验得到的有价值结果,对环翼布局飞机的气动计算和合理设计具有重要意义。     

先进战斗机全动V尾抖振动强度设计与验证

大迎角（AoA）机动飞行能力是先进战斗机的标志性指标之一，中国先进战斗机采用V型垂尾布局的气动设计方案，可充分实现其良好的大迎角机动可控飞行。飞机在大迎角机动飞行时，前机身分离流所产生的高强度脱体涡破裂后产生的非定常扰流将不可避免地打在V型垂尾翼面上，导致V尾结构发生严重的抖振，这不仅会影响飞机的飞行品质等性能，还会导致V尾结构的疲劳损伤，大幅增加飞机的使用维护成本。本文详细阐述了其研发设计过程中攻克的以下关键技术：全动V尾抖振风洞试验"刚/弹"组合模型的设计技术与风洞试验方法，抖振风洞试验的动态测试结果向飞机尺度进行相似转换的原理；基于RANS/LES混合算法进行V尾结构抖振响应的CFD/CSD耦合计算方法；基于正加速度反馈（PAF）的V尾抖振响应压电控制技术；V尾抖振动态疲劳载荷谱的编谱方法与试验实施方案。本文为解决中国先进战斗机、无人机V尾结构抗抖振动强度设计与验证建立了一套较完备理论分析技术、设计准则和试验方法。     

连续式跨声速风洞设计关键技术

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。     

壁压法用于高速风洞大迎角实验力和力矩修正

 用改进的壁压法,对 Ma≤ 0 .9时飞机的大堵塞比模型、大迎角风洞实验数据进行了洞壁干扰修正计算。修正中考虑了洞壁干扰修正量分布不均匀的影响,初步解决了大迎角实验洞壁干扰修正中最困难的力矩修正问题。该方法可用于各种透气壁或实壁风洞