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。     

战斗机机翼参数的优化设计与试验研究

本文介绍了在某方案平台上进行的不同平面形状和参数的机翼布局方案的设计和在FL-1风洞中的高速风洞试验研究，通过试验研究得到了切尖菱形翼和双三角机翼的一些基本参数影响规律，可在工程设计选机翼平面参数时参考使用。     

精确复现机翼摇滚运动的控制技术

为快速、精确地复现自由摇滚实验得到的机翼摇滚运动，在控制伺服电机的传统PID参数基础上增加了基准速度修正系数Kv，并将其视作PID参数的一部分，在此基础之上给出了一种PID参数的快速估计方法。利用该方法可以快速得到不同试验状态下控制伺服电机复现机翼摇滚运动的PID参数，提高了调试反馈控制量的效率。同时，发现在进行PID参数调节之前对速度时序曲线进行光滑化预处理，能为进一步进行PID调节打下坚实基础，提高电机驱动模型复现机翼摇滚运动的精度。最后，通过风洞试验对给出的方法进行了实验验证。     

边条机翼布局战斗机稳定性改进研究

对边条机翼布局战斗机的纵，横向稳定性改进措施进行了研究，结合具体战斗机布局，给出了边条机翼布局战斗机纵，横向稳定性的一般特征，对前缘襟翼下偏，翼刀，平尾下反和机身截面修形等几种气动布局改进措施的风洞试验结果进行了简要讨论，结果表明，所研究的气动布局改进措施都能有效提高边条机翼布局战斗机的稳定性，其中，前缘襟翼下偏既能完全克服俯仰力矩曲线非线性上翘问题，又能较好地解决横侧向稳定性丧失问题。     

细长三角翼的摇滚特性

本文对后掠角为80°的尖前缘平板三角翼的翼摇滚特性进行了实验研究,并与附加前体、立尾等不同布局的翼摇滚特性进行了比较。     

一种改进型松耦合方法在机翼摇滚计算中的应用

提出了一种简单实用的松耦合机翼摇滚计算方法,该方法采用隐式和显式公式相结合来计算刚体动力学方程并升级网格,使计算结果的收敛性和稳定性随时间步长的增大更好,可以在较大的时间步长下得到合理的计算结果。该方法是在隐式和显式的松耦合方法基础上得到的,通过分析机翼摇滚计算中松耦合方法时间精度低的原因,发现如果基于隐式方法计算角速度和角度,由于计算力矩时网格位置滞后,导致气动力相对于运动滞后,时间步长较大时计算的机翼摇滚振幅偏大;而如果基于显式方法计算角速度和角度,计算力矩时网格位置超前,导致计算的机翼摇滚振幅偏小。通过计算80°后掠三角翼的机翼摇滚,证明了改进型松耦合方法的有效性。     

细长翼摇滚的气动特性

对细长翼摇滚的一组典型的滚转角随时间变化的实验数据进行参数辨识，并用改进的单自由度数学模型，计算其非线性滚转阻尼特性后表明，当机翼摇滚由小振幅逐渐发展为大振幅的平衡状态时，其阻尼导数始于某一正值，且随振幅的增加而减小，最后便趋于零。而非线性阻尼力矩的变化幅值，则是正比于角振幅的变化率，其峰值便出现在振幅变化最陡的位置。     

背景机翼剖面高速风洞试验研究

本文介绍了在某背景机平台上进行的同一平面形状五种不同翼型方案在FL-1风洞中的高速试验研究，分析了五种不同翼型方案的试验结果并得到了优选翼型方案，可以作为新一代战斗机机翼气动设计的参考。     

前体涡诱导机翼摇滚的人工转捩技术研究

针对翼身组合体由前体绕流主控的机翼摇滚运动现象,在常规低速风洞中为了模拟其前体流动的过临界Re数绕流流态,研究并提出了一种分布式多转捩丝人工转捩技术。该技术是在模型前体的两侧分别以模型周向角±56.25°为中心周向对称分布多对转捩丝,其间隔为22.5°。转捩丝的轴向位置是从x/D=0.306开始延伸到机翼前缘翼根所在截面。在这样的布局下,当模型摇滚时,前体两侧绕流的转捩有效区内就能始终保持至少各有一根转捩丝。这样,在常规低速风洞中进行模型滚转振荡实验时,利用上述人工转捩技术,只要摇滚的减缩频率足够低,在任一滚转角下就能使得前体的边界层流动转捩到过临界流态。最后,在北航D4常规低速风洞中通过该人工转捩技术,得到了在前体过临界Re数绕流流态下,翼身组合体的机翼摇滚运动形态。     

三角翼机翼摇滚主动控制多学科耦合数值模拟

细长机身和大后掠机翼气动构型的飞行器大攻角飞行时,由于缺少横向阻尼,易发生以绕体轴滚转振动为主的摇滚运动,飞行安全受到严重威胁。针对三角翼摇滚问题,采用动网格技术,建立了气动、运动和控制多学科耦合的数值模拟方法。通过耦合非定常Navier-Stokes方程、刚体运动方程和经典控制律,采用控制面差动偏转的方式对三角翼摇滚主动控制过程进行了数值模拟,并分析了不同控制状态下三角翼受控滚转的运动特性。在来流马赫数为0.3的条件下,实现了80°后掠三角翼摇滚现象的有效控制。     

筒形机翼升阻力特性的数值研究

采用有限体积方法,基于多块结构化的贴体网格,求解预处理形式的NS方程,数值模拟了筒形涵道机翼的气动特性.得到了筒形涵道机翼的升力系数、阻力系数和升阻比等气动力参数,通过改变机翼外形和来流参数获得了气动特性随涵道长径比、来流迎角等参数的变化关系.计算结果表明:采用S3021翼型的筒形涵道机翼的阻力系数和升力系数随长径比的增大而减小,升阻比特性随长径比和迎角的变化均不是单调的,在长径比0.75和迎角5°时可得到较大升阻比.     

亚音速大攻角细长三角翼机翼摇滚产生的一种机理

本文采用半角析半数值的工程计算方法对亚速大攻角细长三角翼机翼现象进行了计算。     

带边条翼的翼身组合体摇滚运动试验

针对大迎角下非指令运动问题,通过自由摇滚、测力测压和粒子图像测速(PIV)等风洞试验,研究了带边条翼的翼身组合体的摇滚运动特性,得到了摇滚运动的俯仰角分区特性,揭示了摇滚运动的主控流动,讨论了形成摇滚运动的触发、偏离和维持机制。结果表明：带边条翼的翼身组合体在大迎角下会出现机翼摇滚运动;摇滚运动按照俯仰角可分为3个区域;固定点运动一区(俯仰角5°～35°),极限环摇滚区(俯仰角37.5°～50°),固定点运动二区(俯仰角55°～70°);极限环摇滚区又可分为机身非对称涡不主控区(俯仰角37.5°～45°)和部分主控区(俯仰角47.5°～50°);分析俯仰角为40°和50°的摇滚运动的流动机理发现,边条涡或融合边条涡尾流在零滚转角和非零滚转角下的演化规律分别构成了摇滚运动的触发和偏离机制,其在摇滚运动中的迟滞特性构成了摇滚运动的维持机制。     

摇滚/PIV/压力同步测控技术的发展及其在机翼摇滚研究中的应用

在北航D4风洞已研制的机翼摇滚运动/流动研究组合装置的基础上,为实现在一次实验中同步测量机翼摇滚运动角位移和相应的物面压力分布及空间流动参数,发展了机翼摇滚/PIV/物面压力分布同步测控技术。基于该同步测控技术,进一步研究了前体涡诱导机翼摇滚过程中流动特性及演化规律。此外,还对同步PIV技术中粒子材料的选用进行了研究。     

前体涡诱导机翼摇滚扰动控制高速风洞试验研究

通过在临界雷诺数范围内的翼身组合体自由摇滚试验,开展了前体涡扰动对机翼摇滚的流动控制研究。实验结果表明,通过对前体涡的控制可以有效消除翼身组合体摇滚的发生,添加头尖扰动的位置对控制效果具有明显影响,扰动在正侧向控制效果最佳,这种摇滚控制方式在较宽的迎角范围及马赫数范围内均有效。对前体涡诱导机翼摇滚的扰动控制机理做了简要分析。     

旋转机翼对CRW飞机气动特性影响的动态试验研究

鸭式旋翼/机翼（CRW）飞机是一种新型复合升力飞机。旋转机翼的焦点位置、迎风面积随旋转机翼方位角剧烈变化,同时旋转机翼气动力受前机身上洗流影响明显,综合影响使得旋转机翼在旋转状态下全机气动特性随旋转机翼方位角剧烈变化。通过风洞试验对纵向气动特性进行了研究,结果表明：旋转机翼的升阻特性变化对全机升阻及俯仰特性的影响以振荡的形式表现,频率为旋转机翼的旋转频率,幅值都在固定翼状态稳态值的5%以上。     

OWN_机翼布局升力特性研究

研究OWN(Over-the-Wing Nacelle)对机翼升力特性的影响。通过对OWN和机翼组合体的气动数值模拟,给出环量(升力)沿机翼展向分布,结合机翼剖面上下翼面压强分布,分析了OWN对机翼的影响;通过对比研究分析了OWN的不同安装位置对机翼升力特性的影响。研究结果表明,可以作为类似的发动机短舱置于机翼上方布局设计参考。     

某层流机翼验证机风洞试验数据修正方法

高亚声速条件下机翼层流特性对雷诺数非常敏感,风洞试验雷诺数与飞行雷诺数有较大差异,需要对验证机风洞试验数据进行合理修正。针对验证机对雷诺数效应敏感的特点,首先总结并对比了基于经验公式和基于数值模拟的风洞试验气动力系数雷诺数效应修正方法的优缺点和适用性,并给出了风洞试验中伪雷诺数效应和模型差异等的影响,为验证机试验数据修正提供了思路。然后结合变雷诺数数值模拟对验证机气动特性进行雷诺数效应影响规律研究。最后使用基于变雷诺数数值模拟的试验数据修正方法将验证机高低速风洞试验结果由低雷诺数向高雷诺数修正。结果表明：变雷诺数数值模拟风洞试验数据修正方法对层流机翼验证机高低速风洞试验数据修正效果良好,为验证机精细设计提供数据支撑。