跨声速风洞全模颤振试验技术

 介绍了跨声速全模颤振试验的发展现状和存在的问题。探讨了全模颤振试验对风洞和支撑系统等试验设备的要求。对于风洞,主要从风洞洞体和流场等方面分析了进行颤振试验所需要具备的性能,并以中国空气动力研究与发展中心的2.4 m跨声速风洞为例,介绍了进行颤振试验必须要采取的控制措施。对于支撑系统,则从模型运动自由度、支撑系统稳定性和支撑系统频率等方面的要求,阐述了设计支撑系统的困难,并简要分析了目前国内外发展的多种全模颤振支撑系统的结构原理及其优缺点。然后介绍了系统安全的保证措施,包括支撑系统稳定性分析、风洞紧急停车控制系统和模型保护装置等。最后根据飞行器发展的需求,探讨了今后需要完善和发展的几个主要问题。  

边条翼和近距鸭翼布局模型动态气动特性分析

针对边条翼与近距鸭翼这两类典型战斗机布局模型，在中国空气动力研究与发展中心 FL—24风洞进行了大振幅俯仰动态试验与模型自由摇滚试验，并对比分析了边条翼与近距鸭翼布局模型高速大迎角的动态气动特性。结果表明：边条翼模型纵向动态特性明显优于近距鸭翼模型，尤其是俯仰力矩迟滞效应更强；近距鸭翼模型在攻角26°～45°区间出现了较大的滚转力矩，容易诱发摇滚运动；最后，通过自由摇滚试验验证了俯仰动态试验分析结论，即近距鸭翼模型在迎角大于30°后出现了极限环摇滚现象。  

二元双喉道射流推力矢量喷管流动参数影响的数值研究

采用数值模拟方法研究了不同流动参数对二元双喉道射流推力矢量喷管（Dual—throat fluidic Thrust—vecto—ring Nozzle，DTN）内流特性和推力矢量控制效果的影响。结果表明，DTN 在非推力矢量情况下，NPR 在3～4范围时，推力系数较大，达到0．968，而流量系数较小，仅为0．93；NPR 再增大，推力系数迅速下降。在推力矢量情况下，落压比一定时，随着次流流量比的增加，推力矢量角增加，而流量系数、推力系数、推力矢量效率减小；次流流量比一定时，随着落压比的增加，推力矢量角减小，系统推力系数先增加后减小，流量系数略微增加。  

小展弦比飞翼布局新型嵌入面航向控制特性研究

在小展弦比飞翼布局机翼外侧上／下表面分别设计了一组中等后掠角嵌入面，并对其跨声速时的航向控制效果及其流动机理进行了风洞试验和数值模拟研究。计算和试验结果表明，上嵌入面可在小迎角范围通过轴向力和侧向力的共同作用提供稳定的偏航力矩，实现航向控制；当α＞6°时，由于嵌入面逐渐处于前缘涡的影响范围内，在前缘涡的吸力作用下，嵌入面航向控制效果迅速下降，直至失效，且进行航向控制时存在不利的滚转耦合；下嵌入面可在全迎角范围内提供稳定的偏航力矩，实现航向控制；通过在小迎角范围内使用上嵌入面，α＞6°时使用下嵌入面，不仅可在全迎角实现航向控制，且不影响飞机的隐身性能。  

翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局跨声速气动特性及流动机理的影响研究

为研究翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局气动特性以及涡流特性的影响，基于已有试验结果的翼身相对厚度为0．16的65°后掠小展弦比飞翼布局，在保持前缘半径和外翼剖面形状相同情况下，通过降低飞翼布局的翼身厚度使其翼身相对厚度为0．08，在马赫数0．9条件下开展了翼身相对厚度影响的数值模拟研究。数值模拟结果表明，在相同迎角条件下，翼身相对厚度对飞翼布局前缘涡在翼面上形成的位置和涡强有较大的影响，翼身相对厚度较小时前缘涡形成的位置越靠近前缘；在前缘（约 x／Cr ＝0．25之前）翼身相对厚度较小布局的涡核强度明显高于翼身相对厚度较大布局，且在前缘涡破裂之前，翼身相对厚度较小布局涡核强度沿弦向变化较为平缓，升力线斜率下降迎角较翼身相对厚度较大布局推迟约8°。研究结果还表明跨声速时，前缘涡的破裂主要与激波的干扰有关，当前缘涡穿过激波时，涡强和涡核轴向速度迅速降低，当涡核轴向速度降为0时，前缘涡破裂。  

小展弦比飞翼跨声速典型流动特性研究

小展弦比飞翼标模为国内自主设计的融合体飞翼通用研究模型，前缘后掠角为65°，展弦比为1．54。风洞试验结果表明小展弦比飞翼标模在跨声速迎角4°开始出现非线性升力，在迎角12°至16°范围内会出现升力突然下降、俯仰力矩突然上扬的现象。为了分析该现象的机理，通过数值模拟的方法研究了小展弦比飞翼标模在马赫0．9时的流动特性，分析了前缘涡的产生、发展直至破裂的整个过程，结果表明：小展弦比飞翼标模在迎角4°开始出现涡升力；随着迎角增加，前缘涡逐渐向内侧移动，涡强和背风面激波的强度也逐渐增加，前缘涡与激波发生交叉干扰并达到一个平衡流态；当前缘涡与激波无法维持既有平衡时则会发生涡破裂，流场急剧变化以达到新的平衡，从而导致升力突然下降并产生抬头力矩增量。  

现代试验设计方法在高速风洞试验中的应用

 为了验证现代试验设计(MDOE)方法在高速风洞试验中应用的可行性,进一步提高风洞试验效率,采用区组化的回归组合设计进行了某运输类飞机亚声速基本纵向常规测力风洞试验,通过少量关键控制点数据建立了气动力参数随马赫数和迎角变化的二阶响应面模型,并进行了方差分析及显著性检验。同时,通过额外增加的试验点检验响应面模型的精准度。试验及分析结果表明:通过回归组合设计少量试验点建立的纵向气动力系数响应面模型预测误差满足高速风洞飞机模型测力试验精度指标要求,方差分析(ANOVA)及显著性检验结果正确反映了迎角、马赫数对飞行器基本气动特性的影响规律,突显出MDOE方法应用于风洞试验方案设计及数据分析的显著优势。  

弹性空腔流致噪声/结构振动特性试验

高速空腔中经常存在高强度且多频率分量的流致噪声,空腔噪声与结构振动之间耦合效应严重,甚至可能发生结构共振.为此,在0.6m×0.6m高速风洞中,通过调整空腔底板厚度,改变其结构固有频率,模拟空腔流致噪声/振动相互作用.利用脉动压力和振动加速度测试技术,获取亚跨声速条件下,弹性空腔流致噪声特性及其结构振动响应特性.马赫数变化范围为0.6～1.2.结果表明,当振动强度较弱时,结构振动对空腔噪声影响较小,而空腔噪声对结构振动影响较大,在噪声载荷主频位置,振动谱出现峰值并且噪声/振动相关性达到最强;此外,空腔结构振动还与其固有频率特性密切相关,振动主要以低阶模态为主.  

2．4米跨声速风洞推力矢量试验技术

针对先进战斗机推力矢量高速试验需求，研制了可用于校准通气不传力系统对推力天平性能影响的装置和基于数字流量阀的喷流质量流量闭环测控系统，在2．4 m 跨声速风洞建立了通气叶片支撑、金属波纹管通气不传力系统实现喷流供气转换、三台天平内置的双发战斗机推力矢量试验平台，实现了飞机气动力和两尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。系统调试和模型风洞试验表明：试验系统运行稳定、可靠，质量流量测控精度优于0．5％；全机气动力及两个喷管矢量喷流推进特性规律合理，重复性精度达到国军标常规测力合格指标；建立的试验技术系统可用于来流马赫数0．3～1．2、迎角－10。～60。、喷管偏角－20。～20。、喷流总质量流量0～3 kg／s 的双发战斗机推力矢量试验。  

小展弦比飞翼标模三座高速风洞气动力数据相关性研究

为研究飞翼布局模型在不同风洞的测力试验数据的相关性，分析飞翼布局模型风洞测力试验精度水平，为以融合体飞翼布局为代表的未来作战飞机气动力试验精度提供参考，采用同一台测力天平及外形相同的尾支杆在国内三座1．2 m 风洞中对小展弦比飞翼标模进行了重复性试验和对比试验。试验结果表明，小展弦比飞翼标模风洞测力试验精度及不同风洞数据相关性与飞翼布局流动特性关系较大，在小迎角附着流状态，不同风洞的数据相关性较好，测力精度较高，随着迎角的增加，飞翼布局背风面前缘涡会发生破裂，涡破裂后不同风洞的数据相关性和试验精度都有不同程度的降低。跨声速条件下由于飞翼布局背风面复杂的流动特性，使得其试验精度较超声速略差。不同风洞数据的差异主要体现在升力特性拐点起始迎角、近声速附近马赫数的零升阻力系数和零升迎角方面。