低速大迎角张线尾撑系统支架干扰影响研究

为了进一步提高低速大迎角试验数据的质量,掌握支架干扰规律,对φ3.2m风洞张线尾撑系统进行了支架干扰试验研究.研究结果表明:张线尾撑装置的横梁对飞机纵向的远场干扰量较小,大迎角区域内尾支杆对飞机纵向的近场干扰量较大;迎角小于15°范围内,支架使飞机偏航力矩系数减小、滚转力矩系数增大,随侧滑角增大支架干扰量增大;去掉立尾后尾支杆对俯仰力矩的干扰明显减小.     

Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验关键技术研究

介绍了中国空气动力研究与发展中心低速所Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验技术,包括振动条件下倾角传感器迎角测量修正技术、大迎角振动抑制技术、实时速压测量技术等.某飞机模型大迎角连续扫描测力试验结果表明,Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验技术能够满足先进战斗机大迎角气动特性风洞试验需求.     

80°／65°双三角翼模型大迎角气动特性风洞实验研究

在气动中心低速所Ф3．2m风洞综合运用测力、测压、烟流和PIV流场测量等手段对80°／65°双三角翼模型大迎角气动特性、压力分布及空间流场结构演化规律进行了研究。试验雷诺数为0．49～1．3（×10°）,迎角为0°～60°。研究结果表明：不同实验手段获得的研究结果之间具有较好的相关性,该双三角翼在迎角30°时升力系数出现最大值,在迎角30°～37°之间,升力系数变化不大,之后升力系数急剧下降;迎角超过30°,前缘涡出现破裂,迎角由38°增至40°,吸力峰消失,压力系数骤降,迎角超过40°吸力峰完伞消失,前缘涡完伞破裂。     

水平风洞模型自由飞试验技术研究现状及展望

介绍国外水平风洞模型自由飞试验技术研究现状,阐述水平风洞模型自由飞试验平台的组成、作用与意义,重点展望该试验技术的应用前景。对试验平台中动力相似模型设计加工技术、动力模拟技术、舵机运动控制技术、模型姿态实时精确测量技术、飞行控制系统设计与集成技术等关键技术问题进行分析,对发展该试验技术具有指导作用。完善水平风洞模型自由飞试验技术,把传统风洞试验拓展到流动-飞行-控制一体化试验,有利于全面研究和充分挖掘飞行器的气动性能与控制性能,对新一代飞机器的发展、新概念新技术的工程应用将起到重要的推动作用。     

不同部件对机翼摇滚特性影响的风洞试验研究

简要介绍了机翼摇滚低速风洞试验技术研究，对试验装置、试验方法、数据采集等进行了描述。重点讨论了不同部件对机翼摇滚特性影响的风洞试验研究结果，结果表明：机翼摇滚是不依赖于初始滚转角的滚摆现象，出现机翼摇滚现象的超始迎角在滚转阻尼导数反号处；飞机不同布局以及不同部件对机翼摇滚特性有显著影响。     

非线性非定常气动力的模糊逻辑建模方法

建立了非线性非定常气动力的模糊逻辑模型。利用大迎角俯仰及滚转振荡气动力验证了模型的有效性。结果表明：该模糊逻辑模型对非定常气动力有很好的预测能力；利用模糊逻辑方法可建立包括非基本运动状态变量在内的多变量非线性非定常气动力的数学模型。     

80°/65°双三角翼模型大迎角气动特性风洞实验研究

在气动中心低速所φ3.2m风洞综合运用测力、测压、烟流和PIV流场测量等手段对80°/65°双三角翼模型大迎角气动特性、压力分布及空间流场结构演化规律进行了研究.试验雷诺数为0.49~1.3(×106),迎角为0°~60°.研究结果表明:不同实验手段获得的研究结果之间具有较好的相关性,该双三角翼在迎角30°时升力系数出现最大值,在迎角30°~37°之间,升力系数变化不大,之后升力系数急剧下降;迎角超过30°,前缘涡出现破裂,迎角由38°增至40°,吸力峰消失,压力系数骤降,迎角超过40°吸力峰完全消失,前缘涡完全破裂.     

战斗机机翼摇滚特性研究

为了研究战斗机的机翼摇滚特性 ,运用风洞试验和数值模拟手段 ,对一典型三角翼布局开展了研究工作。风洞试验研究探讨了不同攻角和初始角位移等因素对机翼摇滚特性的影响 ;运用非定常建模技术建立了机翼摇滚过程中的滚转力矩系数的表达式并进行了机翼摇滚的数值模拟 ,预测了发生机翼摇滚的临界攻角和轴承阻尼系数对摇滚特性的影响。最后对机翼摇滚的发展、稳定阶段的能量转换进行了讨论。研究结果表明机翼摇滚的数值模拟与试验结果具有较好的一致性。     

飞行器大攻角升沉平移

为了测量由升沉和平移加速度(和)产生的导数,进而将组合动导数分开,来改善飞机飞行特性的预测效果,中国空气动力研究与发展中心低速所开展了大攻角升沉平移加速度导数测量技术研究工作.采用刚性强迫振动法,研制了试验装置,测量了由升沉平移加速度产生的动导数和"静导数".给出了升沉振动试验在振幅为60mm,频率为1.0Hz、1.5Hz,α=0～45°,Re=0.76×106情况下的典型试验结果.小攻角情况下,Cm为负值,是动稳定的,且随攻角变化不大,而在大攻角情况下,由于非定常气动力的作用,Cm变化剧烈而且出现动不稳定.从典型试验结果看,该技术是成功的,所获数据是合理可靠的.     

飞行器大攻角升沉平移加速度导数测量技术

为了测量由升沉和平移加速度 ( α和 β)产生的导数 ,进而将组合动导数分开 ,来改善飞机飞行特性的预测效果 ,中国空气动力研究与发展中心低速所开展了大攻角升沉平移加速度导数测量技术研究工作。采用刚性强迫振动法 ,研制了试验装置 ,测量了由升沉平移加速度产生的动导数和“静导数”。给出了升沉振动试验在振幅为60mm ,频率为 1 .0Hz、1 .5Hz,α =0～ 45°,Re=0 .76× 1 0 6 情况下的典型试验结果。小攻角情况下 ,Cm α为负值 ,是动稳定的 ,且随攻角变化不大 ,而在大攻角情况下 ,由于非定常气动力的作用 ,Cm α变化剧烈而且出现动不稳定。从典型试验结果看 ,该技术是成功的 ,所获数据是合理可靠的。