内埋武器投放分离相容性的风洞投放试验预测与评估

采用基于运动动力学相似的风洞投放试验对先进战斗机内埋武器投放分离相容性进行预测与评估,给出载机在不同飞行马赫数、攻角、弹舱长深比及舱内武器剩余数量、不同弹射力、折叠翼是否展开下,内埋导弹从载机弹舱投放分离后的运动轨迹和俯仰姿态角变化规律,研究这些因素对内埋导弹投放分离相容性的影响。结果表明：处于超声速飞行状态下（马赫数为1.5）的载机,攻角处于0°、2°、3°时投放内埋导弹后弹体俯仰角处于低头状态,利于攻击载机前下方敌方目标;在给定的初始分离条件下,对于两种不同的弹舱长深比,内埋导弹均能安全分离,但对内埋导弹俯仰方向运动影响较为显著;弹舱内武器剩余数量对内埋导弹分离特性影响较小,导弹能快速地远离载机干扰流场,投放分离后弹体俯仰角一直处于低头状态;随着内埋导弹初始分离速度增大,可使弹体快速地穿过载机的下洗流场,有利于内埋导弹与载机的安全分离;导弹的不同气动布局对内埋导弹分离相容性有一定的影响。     

飞机外挂物投放风洞与飞行相关性研究思路探讨

从飞机外挂物投放风洞试验现状出发,综合分析动力相似法、捕获轨迹法和网格法3种方法的不同特点及其影响真实模拟的因素,探讨飞机外挂物投放与飞行相关性修正体系研究思路,为飞机外挂物投放设计研究提供参考。     

高速风洞品字形低阻弹外挂测力试验研究

在ＦＬ－２４风洞中,采用８台天平分别对母机,六枚“品”字形低阻弹及其外挂组合本同时进行了外挂测力试验,结果表明,各外挂物受机翼下洗流影响,其法向力,俯仰力矩特性与其单个外挂物在自由流中呈现的特性大不相同,翼下挂低阻弹及其挂架受侧洗流影响较大,零侧滑角时产季了横向气动特性,处于机翼复杂流场下的外挂物,除滚转力矩量值不大外侧向力和偏航力矩量值分别与法向力和俯仰力矩量值相当。     

内埋武器高速投放风洞试验技术

在0.6m×0.6m量级亚跨超声速风洞开展了内埋武器弹射试验技术研究。研制的风洞双视角、高亮度光路系统和六自由度(6DOF)图像分析系统,可获得飞行器内埋武器弹射投放物全轨迹图像和气动参数。此试验技术可独立调节投放物弹射速度和角速度,并可保证弹射速度误差≤5%,角速度误差≤10%,重复率≥95%;新研制的高亮度光源系统使拍摄图像清晰度更高,模型迎角辨识精度≤0.2°,有利于模型运动轨迹分析;光路系统得到合理设计,便于使用双视角技术得到模型运动轨迹及6DOF数据。新技术已完成亚跨超声速、多体干扰复杂气动力条件下的风洞试验验证,各项参数均达到或优于已有技术指标,并多次为型号试验服务,满足飞行器内埋武器弹射投放风洞试验研究需求。     

非定常多体分离风洞试验技术几个关键问题

为完善非定常多体分离风洞试验技术,增进相关领域的研究人员对该类试验技术的了解,对两种研究飞行器多体分离问题的非定常风洞试验技术——多体分离风洞自由飞试验技术和风洞投放模型试验技术,技术特点、相似准则及应用领域等方面的共性特点和差异作了总结和分析。比较了两种试验技术相似准则问题中的轻、重模型两种方法的优缺点,给出了两种非定常多体分离风洞试验技术在级间分离、子母弹抛撒分离和导弹蒙皮/壳片抛撒分离、重块抛撒分离和整流罩分离、飞机外挂物投放分离和内埋武器投放分离等各类多体分离问题的适用性对比分析。     

风洞投放试验技术的研究现状与应用综述

多体分离是航空、航天和武器系统总体部门一直极为关注的关键问题,多体间的流场干扰效应产生的气动力和力矩对悬挂物分离相容性有重要影响,基于运动动力学相似的风洞投放试验技术是预测和评估多体分离是否相容的一种非定常试验方法。根据飞行器多体分离相容性的研究需求,结合作者在风洞投放试验技术的研究成果和经验,对风洞投放试验技术的国内外研究现状进行综述。首先回顾了风洞投放试验技术的发展历史,然后对低速和高速风洞投放试验的相似准则及缩比关系进行详细地论述与分析,进而对风洞投放试验的几个关键技术进行综述,最后对风洞投放试验技术存在的问题提出思考与展望。     

载机投放外挂物低速风洞模拟技术

本文介绍在低速风洞中进行载机投放外挂风洞试验模拟原理,模型设计,试验方法和结果处理,并讨论载机行飞高度,飞行速度和飞行姿态角诸参数对外挂物安全投放及其下落轨迹的影响。     

多体分离风洞自由飞试验

根据作者多年从事多体分离风洞自由飞试验的经验,对多体分离风洞自由飞试验技术的原理及特点、相似准则、试验装置等技术要点作了介绍,并根据技术特点及应用领域的不同对其进行了分类,对不同类型多体分离风洞自由飞试验的特点作了详细描述,并给出了不同类型实例的试验图像及分离体飞行轨迹曲线。     

某复杂构型导弹高速风洞部件测力实验研究

在2m×2m超声速风洞开展了某复杂构型导弹部件测力实验研究,实验的迎角范围为-6°~10°,侧滑角范围为-6°~6°,测力部件包括保护罩、左侧翼、大整流罩和小整流罩等部件。使用五分量天平对保护罩在风洞实验中所受到的载荷进行了测量,并利用分断面缝隙处的压力测量结果对保护罩测力实验结果进行了修正,获得了保护罩在实验条件下的真实部件气动特性数据;使用3台三分量天平,直接获得了左侧翼、大整流罩和小整流罩在实验条件下的部件气动特性数据。研究结果表明：实验结果可以作为结构设计的依据;保护罩测力实验结果修正方法合理可行,能够为今后类似部件测力实验结果的修正提供借鉴。     

2.4 m跨声速风洞虚拟飞行试验技术研究

风洞虚拟飞行试验(WTBVFT)技术是在风洞环境中对飞行器机动运动最逼真模拟的物理过程,它不仅可以更加有效模拟飞行器的机动运动过程、获取气动/运动耦合特性和揭示气动/运动耦合机理,而且能够实现气动/飞行力学集成的相容性研究。鉴于此,简要介绍了2.4 m跨声速WTBVFT技术,包括:相似准则和模拟方法、试验模型支撑技术、气动/运动参数测试技术和操纵控制技术等,并开展了典型导弹模型开环控制、姿态角闭环控制、加速度闭环控制、俯仰/滚转耦合与解耦控制以及靶试弹道验证等WTBVFT。研究结果表明:WTBVFT系统运动灵活,气动参数和运动参数测量结果准确可靠,能够有效模拟导弹实际飞行过程,具备闭环控制与耦合运动解耦控制的试验模拟能力,初步形成了气动/飞行力学一体化试验研究能力。同时,该研究也为开展控制方法优化与验证、数据修正与应用以及发展复杂构型的WTBVFT奠定了技术基础。     

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。     

某飞机部件高速风洞测力天平研制

为满足某飞机部件高速测力试验的需要,研制6台部件测力天平来测量飞机不同部件（机翼、平尾、垂尾、短舱、短舱＋挂架、翼尖小翼）所受的气动载荷,天平设计载荷极不匹配,且模型空间有严格的限制。设计时,主机测力天平采用后腹支撑,安装在机身构造线的下方,为部件天平的安装提供了可能,同时针对不同的天平采用了不同的结构形式：机翼天平采用正八边形结构,垂尾天平采用三片梁结构,平尾天平、短舱、短舱＋挂架采用矩形梁结构,翼尖小翼天平采用“z”字形结构,既满足了天平的测量需要,又确保了天平在模型中的安装位置和试验的足够间隙。部件天平的成功研制,及时为型号研制提供了可靠的试验数据。     

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。     

基于声学风洞的麦克风阵列测试技术应用研究

根据声学风洞气动噪声试验研究的需求,介绍了一种适用于声学风洞试验的麦克风阵列测试技术,并针对声学风洞的特点,利用风洞射流剪切层修正方法,提高了麦克风阵列识别声源的精准度。通过数值仿真和在0．55m×0．4m声学风洞的试验研究,验证了麦克风阵列测试系统和麦克风阵列数据处理方法识别声源的能力。研究结果表明所采用的麦克风阵列测试技术可用于声学风洞试验。最后还采用36通道的麦克风阵列在0．55m×0．4m声学风洞开展了NACA23018翼型气动噪声试验研究,试验明显地观察到翼型后缘噪声,获得不同迎角下翼型的噪声特性。     

建筑风环境风洞试验中风速探头的研制与应用

研制简易风速探头并通过风洞试验研究探头的气动力特性,为探头的推广应用奠定基础。基于Irwin提出的风速探头原理,研制了用于建筑风环境风洞试验的简易风速探头,对风速探头压力测试结果的影响因素进行了试验分析,并对探头进行了标定,给出了不同高度风速探头的标定系数,同时对湍流场中不同风速下的测试精度和探头间干扰效应对测试精度的影响作了试验分析,最后对一典型小区进行了风环境测试分析。研究结果表明：所研制的简易风速探头对平均风速有较高的测试精度,能够用于建筑风环境风洞试验。     

基于非接触测量技术的低速风洞连续扫描试验技术研究

基于Optotrak非接触光学测量系统,建立了风洞试验模型三维姿态角测量方法,实现了模型姿态角的高精度、实时、外触发时钟同步测量。基于该方法测量模型三维实时姿态角,在FL-14低速风洞开展了张线尾撑下YF-16飞机1∶9标模纵、横向连续扫描测力试验。试验结果表明,在0.3°/s的扫描速率下,连续扫描与步进试验数据比对一致性好,各气动分量同期重复性达到国军标合格或先进指标。连续扫描试验获得了更为详尽完整的气动特性信息,同时显著提升了试验效率。