基于风洞试验的非定常空气动力模型识别

在某飞机模型大振幅风洞试验的基础上,分析讨论了单自由度叠加模型、动导数模型、混合模型和非定常模型的适用性.结果表明,单自由度叠加模型、动导数模型和混合模型在小攻角时均是可用的,在大攻角时都不能正确反映飞机的非定常迟滞特性;但与前两种模型相比,混合模型在中等攻角时仍然适用.对于非定常模型,无论在小攻角还是大攻角时,均能较好地反映耦合运动的非定常气动特性.     

建模变量对非定常空气动力数学模型的影响

在某飞机大振幅偏航、滚转单自由度运动风洞试验的基础上,采用不同建模变量,用模糊逻辑方法建立滚转力矩模型,分析研究了不同变量对模型精度的影响;然后运用得到的较为合理的建模变量,采用非定常模型获取偏航-滚转耦合运动的气动力系数,并与试验结果比较,分析不同的变量组合对该模型预测精度的影响。结果表明,不论在哪种运动形式下,建模变量间的相关性都是造成模型预测精度低的主要因素。对于单自由度运动,应取α、β、ωy(ωx)为建模变量;对于耦合运动,以α、β、ωx、ωy为建模变量较好。     

大振幅实验对常规动导数实验包容性研究

某飞机模型在南京航空航天大学NH-2低速风洞中进行大振幅振动动态试验.模型绕通过重心的机体坐标轴分别作单独俯仰、偏航、滚转的大振幅振动,采用内式应变天平测量模型的非定常空气动力.通过非定常空气动力建模和动导数仿真方法,获得模型的纵横向稳定性导数和交叉导数.仿真结果与常规动导数试验结果比较,两者在量级和规律上一致.分析表明,模型大振幅振动实验结果包含了常规动导数实验的信息,模型的动导数可以从大振幅振动实验结果中获取.     

飞机平尾偏转对大迎角动态气动特性的影响

 给出了 BJ-1背景机有不同平尾偏角时静态和大振幅俯仰振荡情况下的气动特性。根据风洞实验结果,采用基于三角剖分数据库建模的方法,计算了任意平尾偏角和任意振动频率时的背景机动态气动特性,与实验结果比较表明,提出的有平尾偏角的建模方法能提供任意舵偏时的全机气动特性。在非定常建模的基础上,采用动导数仿真,分析了不同平尾偏角时的动导数,结果表明,水平尾翼偏角主要对零动态阻尼所对应迎角有较大影响,随着舵偏角的增大,该迎角减小。     

三角翼过失速非定常洞壁干扰修正

 分别以固壁条件和洞壁附近实测的压力分布，模拟各类实壁和透气壁试验段的洞壁边界条件，利用N-S方程数值求解模型在风洞中的绕流场，得出洞壁干扰对跨音速模型绕流的影响和气动力修正结果。初步研究结果表明，该方法能较有效地模拟模型在跨音速风洞中的绕流场，GBM04A模型在0.6m风洞中的试验结果经洞壁干扰修正后与无干扰参考结果吻合较好     

三角翼大幅度俯仰运动非定常洞壁干扰实验研究

在 3m低速风洞中用两个后掠角均为 70°的大小三角翼模型进行过失速非定常运动模拟 ,两个模型外形几何相似 ,根弦比为 1∶ 2 .1 2 5。在模型运动过程中测量模型的非定常气动力和风洞洞壁上的非定常壁压。研究大小模型对非定常气动力和非定常壁压特性的影响以及模型运动的缩减频率效应和雷诺数效应。结果表明 ,非定常壁压与非定常气动力一样具有迟滞特性 ,模型越大 ,迟滞环越大。     

非定常风洞壁压特性研究

 在低速风洞中用2组后掠角分别为70°和65°的三角翼模型进行过失速非定常运动，测量风洞洞壁上非定常壁压。研究风洞非定常壁压的延迟与频率特性。讨论了模型尺寸、缩减频率、前缘后掠角等对风洞非定常壁压的影响。     

三角翼俯仰滚转耦合运动气动特性研究

 介绍一套用于３ｍ 低速风洞的俯仰滚转两自由度大振幅非定常实验系统,并利用该系统对—三角翼单独俯仰和滚转及俯仰滚转耦合运动时的非定常气动特性进行了研究。结果表明,飞行器俯仰滚转耦合运动时的气动特性比单独俯仰和滚转时的气动特性复杂得多。     

三角翼大迎角风洞试验支架干扰数值模拟研究

现代战争要求战斗机能够在大迎角(AOA)状态下进行过失速飞行,对飞机大迎角绕流流场的研究主要的方法有风洞试验和数值模拟。在大迎角风洞试验中,常用的是尾支撑方法,支架的存在会对模型的试验结果产生一定的影响,本文通过数值模拟来对这个影响进行研究。以开源计算流体力学软件OpenFOAM 2.3为平台,采用PIMPLE算法求解Navier-Stokes(N-S)方程,PIMPLE算法是SIMPLE(Semi-Implicit Method for Pressure-linked Equations)算法和PISO(Pressure Implicit with Splitting of Operator)算法的结合体;采用基于有限体积的空间离散方法和空间二阶精度的线性插值方法,时间离散采用后向差分方法,湍流模型采用SA-DDES(Spalart-Allmaras-Delayed Detached Eddy Simulation)模型。为了验证方法的可靠性,首先对0°、10°、30°、50°、70°以及90°迎角下的有支架三角翼绕流流场进行计算,并将计算结果与试验结果进行对比,两者吻合较好。在此基础上,数值模拟了无支架的三角翼绕流流场,对比有/无支架情况下数值模拟结果,得到支架对三角翼绕流流场、背风面压强分布和气动力的影响。计算结果表明:大迎角情况下,有支架与无支架时相比,支架的存在会影响三角翼附近的流场(但是不会改变涡系等流动结构)、改变翼表面压强分布,从而导致三角翼的法向力系数和俯仰力矩系数发生明显变化。