高速风洞支架干扰数值修正研究

提出了一种计算高速风洞支架系统对飞行器模拟纵向气动力干扰量的数值计算方法，从跨声速全位势积分方程出发，编制了适用于飞行器全机模型及其带支架情况下的跨声速绕流计算程序。通过对双垂尾模型和GBM－03模型两个算例的计算，讨论了尾支撑位置及其几何外形参数对模型气动力的影响，并对GBM－03模型带短支杆情况下的纵向实验结果进行了修正。表明该方法对于分析研究风洞模型支架干扰问题并进行支架干扰修正是可行的、有效的、可以作为选择尾支撑位置及其几何外形参数和对跨声速风洞纵向实验结果进行支架干扰修正的工具。     

翼型叶片腹支—尾支组合支撑的干扰特性

选择合适的支撑型式并扣除干扰是大飞机试验技术的关键问题。本文从理论与试验两方面分析翼型叶片腹支、尾支撑的干扰特性以及它们组合后产生的二次干扰问题。全面分析了支撑几何参数、纵向位置对干扰的影响，提供了工程实用支撑系统总体方案。     

高速风洞纵、横向支架干扰数值修正研究

本文提出了一种计算高速风洞模型支架形式对飞行器模型纵、横向气动力干扰量的数值计算方法。文中从跨音速全位势积分方程出发，编制了适用于计算支架系统对飞行器模型亚、跨、超音速纵、横向气动力干扰量的计算程序。通过对各种飞机模型纵、横向实验结果的修正计算表明，该计算程序使用方便，计算速度快，在中、小攻角和小侧滑角范围内计算结果与实验值有较好的一致性。可以做为选择模型支架形式和几何外形参数的理论工具，同时也为高速风洞纵、横向实验数据的支架干扰修正提供了可行的技术方法。该计算程序还具有飞行器模型几何外形和表面等压线以及压力分布云图显示功能。     

翼型叶片腹支／尾支对大飞机全机及部件的干扰

在研究了翼型叶片腹支（前、后位）／尾支对大展弦比飞机全机及部件的纵向干扰特性，尾支对全机横向干扰特性，并分析了各种支撑对飞机各部件干扰的影响之后表明：对于不同平尾位置的大飞机，前位叶片腹支是三种支撑中干扰最小的，其纵向干扰量均小于风洞试验最大误差。利用前位腹支－尾支组合进行大飞机纵、横向试验具有明显的优越性。     

超临界机翼民机全模腹撑干扰数值模拟研究

本文研究了超临界机翼民机全模型的腹撑支臂干扰，通过数值计算模拟了腹撑支臂位于民机模型腹部的两种支撑位置以及后位支撑时腹撑支臂不同支撑角度的支臂干扰，计算结果可为民机模型试验腹支撑方式位置选择及支臂角度选择提供参考依据。     

低速腹撑支架干扰的科学测量（下）

本文研究了FL-8风洞腹撑支架的干扰特性，分析了低速风洞镜像支架气动模拟的现状并给出改进方法；提出了低速风洞腹撑支架干扰科学测量的概念及内容，给出腹撑支架干扰曲线科学修形的方法及腹撑支架干扰科学测量过程要点；有望显著提高民机腹撑试验的准度。     

某飞机低速风洞试验腹支杆干扰的CFD研究

采用CFD方法对腹支杆干扰进行了研究，克服了低速风洞支架干扰试验的缺点。通过对某飞机增升装置打开时不带腹支杆和带腹支杆两个模型分别进行流场计算，得到了腹支杆的低速干扰特性，并对腹支杆的干扰机理进行了分析，结果表明：利用CFD方法对分析研究低速风洞试验腹支杆干扰问题及进行支架干扰修正是可行的、有效的。     

低速腹撑支架干扰的科学测量（上）

本文研究了FL-8风洞腹撑支架的干扰特性，分析了低速风洞镜像支架气动模拟的现状并给出改进方法。提出了低速风洞腹撑支架干扰科学测量的概念及内容。给出肛撑支架干扰曲线科学修形的方法及腹撑支架干扰科学测量过程要点。有望显著提高民机腹撑试验的准度。     

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。     

低速高雷诺数风洞腹撑支架干扰研究

针对FL-9低速高雷诺数风洞腹撑支架干扰问题,采用风洞试验研究的方法,开展了圆截面支杆与24棱截面支杆、锥度支杆与等直段支杆、不同的模型机身与支杆直径比等一系列对比验证试验,对FL-9风洞内式天平单支杆腹撑支杆的二维截面形状、三维外形、支杆直径选取原则等进行了研究。获得了对雷诺数不敏感、支架干扰量小且稳定的腹撑支杆,并通过与其他风洞试验对比,进一步验证了FL-9风洞内式天平单支杆腹撑系统的精准度。     

一种用于支撑干扰试验的辅助支撑系统研制

某试验模型在风洞中除了要进行常规测力试验外,还要进行支撑干扰修正。模型采用直尾支为主支撑获得基本数据;采用腹支撑为辅助支撑,通过"两步法"修正支撑干扰近场影响。针对要求研制辅助支撑系统,即腹支撑机构及假尾支结构。模型受载后,腹支撑刚度不能避免假尾支与模型干涉的风险,因此研制了假尾支补偿机构。假尾支补偿机构利用电动缸驱动,直线导轨限位,距离传感器实时监测和反馈,可有效补偿假尾支的位置。     

旋转天平实验支架干扰测量方法研究

本文分析了旋转天平支架干扰特性、并从结构设计、变角原理、验证方法、辅助测量手段和数据处理方法争多个角度出发，提出了一套详细的利用两步法测量旋转天平支架干扰测量方法，分析表明该方法可以解决旋转天平几乎所有角度范围的支架干扰测量问题。     

低速风洞试验腹撑支架干扰分析

支架干扰修正在风洞试验数据修正体系中是很重要的环节,支撑系统对整个风洞流场的干扰是不可避免的,有些气动数据的测量值甚至会严重偏离真实结果,所以支架干扰修正方法一直是风洞数据处理的关键。常规的低速风洞试验一般采用腹撑支杆,对于支架干扰的修正一般采用试验映像两步法。对某型运输飞机低速风洞试验的支架干扰修正进行分析,数值模拟了支架对风洞流场环境的影响,研究了现行风洞数据支架干扰修正体系。     

小展弦比飞翼亚、跨、超声速支撑干扰研究

通过数值模拟方法研究了小展弦比飞翼标模在0.6、0.9、1.5三个典型马赫数下的支撑干扰特性,分别考虑了近场尾部外形局部畸变和尾支杆干扰及远场风洞中部支架干扰,并基于表面压力系数差异为准则尝试对近场干扰量进行分解。研究得到如下结论:马赫数0.6时,远场支撑阻力系数和俯仰力矩系数的干扰量约占总支撑干扰量的30%,升力系数约占20%;马赫数0.9、迎角2°时,阻力系数远场支撑干扰量占总支撑干扰量的40%,迎角18°时,远场支撑干扰使得涡破裂位置提前;马赫数1.5时,远场支撑干扰可以忽略;基于表面压力系数差异将支撑干扰量分解的方法在亚声速支撑干扰前传明显时不适用,在马赫数0.9、迎角2°时求得近场支撑干扰使得马赫数减小约0.02,迎角减小约0.1°,马赫数1.5时用此法求得马赫数和迎角的干扰量均约等于0。     

大幅振荡试验支架干扰研究

低速风洞大幅振荡试验是飞行器研制,特别是具有过失速机动能力的战斗机研制中,必不可少的试验研究项目。目前国内外已经开展了低速风洞大幅振荡试验,并开展了其他动态试验系统的支架干扰试验研究和大幅振荡试验洞壁干扰的试验研究,但对低速风洞大幅振荡试验结果中的支架干扰修正都没有进行过相应的研究。为了进一步提高低速风洞大幅振荡试验的数据准度,掌握支架干扰影响规律,在 FL-51风洞采用两步法对俯仰、滚转和偏航三个模态的单自由度大幅振荡风洞试验的支架干扰进行了测量。两步法支架干扰修正法使用叠加原理,认为辅助支架、映像支架和主支架对模型气动力的干扰作用都是线性叠加关系,没有考虑不同支架之间的相互干扰。通过设计加工专用的辅助支架和映像支架,利用两步法试验获得了单自由度大幅振荡试验支架干扰的影响量。分析发现大幅振荡试验中支架干扰影响量对单自由度大幅振荡试验的准度影响较大,进行大幅振荡试验时,需要进行相应的支架干扰试验,并且支架干扰影响量随频率增大而增大。结果表明大幅振荡风洞试验可以通过两步法进行支架干扰影响修正,进而提高试验结果的准度。     

腹支撑对具有大展弦比机翼和船尾形机身的飞机模型的干扰…

一种适用于具有大展弦比机翼和船尾形机身的飞机模型的腹部支撑方式、腹支装置的设计要求和试验方法、以及腹支撑干扰机理在此作了介绍，并给出了一些实验结果和对实验数据的修正方法。     

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Ф3．2m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。     

动导数支架干扰的试验研究

采用镜像两步法在FL-8风洞中进行了俯仰振荡动导数支架干扰修正实验，实验结果表明：在强迫振荡动导数实验中，支架干扰对动导数实验数据有明显的影响。通过对实验数据进行支架干扰修正，可以进一步提高实验结果的准确性。     

高速风洞洞壁干扰和支架干扰的工程修正方法

 本文采用涡格法作为洞壁干扰和支架干扰的修正方法,该方法需要知道包含在高速风洞通气壁边界条件中的透气性参数Q。应用理论计算配合实验的方法确定了FL-21风洞的洞壁特性曲线Q～Ma,洞壁特性参数Q在亚音速时随Ma数增加而增加。文中应用该曲线对一些实验结果进行了洞壁干扰和支架干扰修正,所得结果与国外计算值和国内实验值吻合较好。     

考虑接头参数化的空间桁架轻量化设计

提出了一种考虑接头参数化建模的连杆布局优化方法,该建模过程是基于轴线夹角及尺寸完成的。管状接头结构的几何特性由被连接杆件之间的相互位置和尺寸决定,通过将其相对位置转化为接头轴线夹角,将其尺寸转化为接头主管及支管尺寸实现了接头有限元模型的参数化建模。接头结构的空间位置可由被连接件的空间位置转化的轴线交点决定,综上可以实现接头有限元模型的嵌入及整体桁架结构的有限元模型建立。利用基于高斯过程的贝叶斯方法对于桁架连杆布局进行优化设计,同时将制造难度纳入考虑并给出具体的设计方案。数值算例表明,优化方法可有效提高优化目标即结构固有频率。