大攻角气动力测量的尾支干扰实验研究

在 FD-09低速风洞中进行了大攻角下尾支对 YF16飞机模型静态气动特性和底部阻力测量的干扰效应的实验研究。实验结果表明:就尾支-支架系统对气动力测量的影响而言,尾支杆对俯仰力矩测量的干扰是主要的。     

战术导弹标模五座风洞试验数据的相关性研究

为研究不同风洞之间战术导弹模型测力试验数据的相关性,采用同一台测力天平及外形相同的尾支杆在五座风洞中对ZSDD 1战术导弹标模进行了重复性实验和对比实验。实验结果表明,相同状态下对比实验结果的标准偏差普遍大于重复性实验的标准偏差,其中底阻系数测值的标准偏差明显大于同一座风洞中底阻系数的试验精度。     

高超声速风洞试验模型底压测量方法研究

针对高超声速风洞试验模型底压测量误差较大而导致模型底阻难以精确扣除的问题,在Φ1m高超声速风洞中开展了3种底压测量方法的对比研究,即电子扫描压力测量方法、低压力差压传感器测量方法和微型绝压传感器测量方法,并在马赫数6试验条件下开展了HB-2标模和某导弹模型试验验证。试验结果表明:采用微型绝压传感器进行模型底部压力测量能避免测压管路的影响,可快速响应高超声速风洞试验模型底部压力变化情况,有效提高模型底压的测量精准度。     

底凹弹丸的风洞实验研究

本文给出了底凹弹丸模型风洞实验结果的分析。从中可见,绕尾部带有导气孔的底凹弹丸具有令人满意的阻力特性,在NH-1风洞试验中,底部阻力的影响特別明显.最佳开孔比约为35％。若把此方法推广到第二代底凹弹丸中,将同样有效。     

尾支杆干扰非线性修正方法的初步研究

利用CFD方法 ,采用两套网格重叠的形式 ,研究了一种对尾支杆干扰进行修正的非线性方法。运用本方法 ,研究了尾支杆等直段长度、直径和锥角对模型气动特性的影响 ,研究了四个模型有攻角时的尾支杆干扰 ,并对GBM 0 4A模型的零阻进行了尾支杆干扰的修正。     

编队飞行风洞实验研究

在1m非定常风洞中开展了两机编队飞行试验研究。前机采用尾支撑转接垂直叶型支杆与坐标架连接,可以实现相对位置（纵向、侧向和垂向间距）的精确改变;后机通过尾支撑连接到风洞的主支撑机构上,可以实现迎角的变化。采用内式六分量应变天平测量后机的气动力受前机尾涡流影响的变化情况,对后机的绕流场进行了PIV测量。试验中使用了2组模型,一组是简化的翼身组合体模型,另一组是翼身融合体飞翼布局模型。结果表明:当前机翼尖涡靠近后机翼面时,后机的升阻比变化较明显;当前机翼尖涡靠近后机翼尖时,后机可获得最大升阻比;前机迎角增大时,后机的升阻特性有较明显变化;当后机的迎角大于8°时,其升阻比基本不受前机影响。     

单支杆腹撑支架干扰测力及PIV试验研究

针对FL–51低速风洞单支杆腹撑,为研究和优化其支架干扰特性,在风速为70和50 m/s时,开展了支杆预置角11°时（支杆与模型机身轴线的夹角为79°）的24棱、圆截面和截断翼型截面的三维支杆在飞机巡航与增升构型下的纵、横向两步法支架干扰试验。在预置角11°单支杆腹撑支架干扰特性研究基础上,进一步开展预置角为30°、60°（支杆与模型机身轴线的夹角分别为60°和30°）时24棱、圆截面和截断翼型截面支杆的支架干扰特性风洞试验研究。为进一步分析不同尺寸、截面形状的二维支杆绕流与尾流特性,开展了风洞PIV试验。研究结果表明:翼型支杆纵向支架干扰最优,但在横向恶化;随着最大厚度的增大,翼型支杆的尾涡具有较好的一致性,24棱和圆截面支杆的尾涡则随直径变化存在一定的变化;对于仅进行纵向试验或以纵向试验为重点的风洞试验,支杆宜选择翼型截面或适当截断的翼型截面。     

低速风洞尾撑支杆干扰研究

对气动中心FL-12风洞尾撑尾支杆干扰进行试验研究和数值计算研究.风洞试验采用张线支撑模型,测量了模型有无20°、75°预弯支杆的气动载荷,获得了全机气动特性和支架干扰量.计算状态包括:无支杆状态下全机气动载荷,20°、75°预弯支杆的干扰量,直尾杆的干扰量,直背支杆的干扰量,通过背支撑方式获得的尾支杆的干扰量.主要研究了预弯支杆的干扰特性、不同支杆的干扰量比较及尾撑支架干扰试验修正方法.     

低速闭口风洞模型张线支撑及内天平测量系统的研制

“张线支撑及内天平测量系统”已在ＦＬ－８ 闭口风洞中调试、使用。该系统使用了套管天平,套管内杆是天平与模型相连,与天平相连的套管是支撑体,张线的一端与套管的前后吊点相连,张线的另一端与风洞上转盘齿圈上的张紧机构和风洞下转盘下的配重相连。该系统的角度变化范围,模型侧吊时, α＝ ±３６０°,β＝ ±６５°,模型正吊时,α＝ ±６５°,β＝ ±３６０°实验表明：张线支撑与尾撑和腹撑相比,消除了由于支杆引起的模型振动,其支架干扰变小,试验数据质量有了进一步的提高     

利用均匀抽吸地板进行高速列车模型地板边界层影响的试验研究

在KD－03低速风洞中研制了一种边界层可人为控制的均匀抽吸地板。研究了在各种来流速度下均匀抽吸地板上边界层与抽吸系数的关系。在该地板上对高速列车模型气动力与地板边界层的关系进行了实验研究。对实验的几种模型状态，边界层吸除使列车模型所受阻力、负向升力和低头力矩均有明显增加，其增量与模型底部形状有关；在有侧滑角时，边界层吸除对模型气动力的六个分量均有影响。在没有边界层控制的固定地板上进行高速列车模型风洞实验，会使实验结果固边界层的影响而产生较大偏差。利用均匀抽吸地板可有效地消除边界层的影响，从而较准确地模拟地面效应的影响，提高高速列车模型风洞实验气动载荷的实验精度。而且，它的实验结果可为没有地板边界层控制装置的风洞中同类模型实验的边界层修正提供参考依据。     

高速客车模型气动特性实验研究

介绍了高速客运列车模型气动特性在低速风洞中测量结果.试验模型由头车、中间车、尾车模型组成,且头、尾车互换位置.试验风速为80~300km/h,风向角为0°.同时还进行受电弓接触压力测量.试验结果表明:不同头车和尾车组合,对高速客车的气动阻力有很大影响.整流罩和受电弓使列车空气阻力明显增加.     

翼型叶片腹支／尾支对大飞机全机及部件的干扰──大飞机全模试验技术及支撑干扰研究之三

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。     

CHN-T1标模大型低速风洞试验结果相关性分析

为满足型号研制的试验数据质量需求,进一步开展CFD验证与确认工作,中国空气动力研究与发展中心建立了大展弦比运输机高低速统一标模体系。为获得可靠风洞试验数据,使用设计加工的第一个运输机标模CHN-T1（1:6.4,翼展4.667m）在FL-13风洞和DNW-LLF风洞进行了试验。同一构型下,前者试验雷诺数为1.4×106~2.5×106,后者试验雷诺数为1.4×106~3.2×106。模型在FL-13风洞中通过TG1801A内式六分量天平与大迎角支撑机构相连,在DNW-LLF风洞中则通过W616天平与尾撑机构相连。两风洞均测量了模型力和力矩。风洞试验数据差异评估包括重复性、气动特性和雷诺数影响。结果对比表明:标模在不同风洞试验中的升力线斜率相差很小;设计升力点附近（Ma=0.78,C_L=0.5）阻力系数相差0.0004,试验数据一致性较好;雷诺数对标模气动特性影响符合预期。     

汕头大学大气边界层风洞的设计和研制

介绍了汕头大学大气边界层风洞和其配制的测控系统及流场校测结果。汕大风洞主要做建筑物的抗风实验和风环境实验。为模拟大气边界层,实验段较长,实验模型放在实验段后部。为减小轴向静压梯度顶板高度分段可调。风速比航空凤洞低。配置了建筑物测压和测力实验所需的电子压力扫描测量系统和高频底座天平。流场校测表明,该风洞的气动性能已达合同规定的指标。     

螺旋桨滑流与平尾深失速效应耦合影响试验研究

本文采用螺旋桨飞机动力模拟风洞试验技术,研究常规布局涡桨飞机的螺旋桨滑流在大迎角条件下对飞机纵向气动特性的影响规律。中航气动院FL-9风洞中通过伺服电机驱动螺旋桨转动进行螺旋桨动力模拟风洞试验,试验迎角范围0°~50°,试验风速范围为30~50m/s。为了获得大迎角试验数据,常规迎角试验采用常规单支杆进行试验,大迎角试验采用带预弯的支杆进行试验。利用螺旋桨滑流风洞试验研究在大迎角时平尾深失速效应与滑流的耦合影响规律。研究结果表明,螺旋桨滑流会使得试验模型升力和阻力增加,纵向静稳定性降低,并且在大迎角条件下依然满足这些规律。此外,在较大迎角时平尾进入滑流与机翼洗流的耦合影响区域后,滑流会使得平尾失速效应加剧并且平尾更难从失速状态中改出,即受平尾深失速影响的迎角范围会更大且平尾深失速效应加剧。     

无尾桨直升机实验研究(英文)

环量控制尾梁是无尾桨直升机反扭矩新技术。为了研究不同参数对环量控制尾梁的影响 ,设计制造了两个环量控制尾梁模型 ,本文介绍了该模型分别在风洞中和旋翼下进行的分布压力测量实验。通过对实验结果的分析、讨论 ,阐述了动量系数、缝隙几何参数以及相对来流速度等参数对环量控制尾梁上气动力的影响 ,并从理论上对实验结果进行了合理的解释。     

大飞机布局模型跨声速风洞实验尾支撑干扰研究

对某大飞机布局风洞实验尾支撑干扰开展了数值模拟和实验研究,发展的数值方法计算结果与风洞实验结果有很好的一致性.对于类似构型的飞机,在迎角-2°~6°范围,可认为尾支撑干扰量随迎角呈线性变化,采用前位叶片支撑作为辅助支撑带来的二次干扰量可以忽略,新型双天平辅助支撑系统试验进一步验证了这一结果;尾支撑对机身、尾翼、机翼等部件的绕流都有影响,干扰量随构型而变,对阻力、力矩影响较大,且随Ma数变化,因此不同构型实验数据需要单独修正.所发展的带风洞支撵系统的数值模拟软件能够满足工程应用要求,可用于支撑干扰修正研究以及风洞实验支撑系统优化设计.