2.4m跨声速风洞大振幅动态试验技术

现代先进飞行器在高机动飞行过程中,容易诱发非指令的多自由度耦合运动,呈现出复杂的动态气动力及耦合运动现象。为满足先进飞行器多自由度动态气动特性研究与试验评估的需求,中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所在2.4m×2.4m跨声速风洞建立了可以开展大迎角静态、单自由度俯仰振动、快速拉起、俯仰/滚转双自由度耦合运动等试验的模拟技术。通过典型的70°三角翼验证模型的试验研究,结果表明试验技术获取的试验数据合理可靠,变化规律正确,能够准确反映模型的动态气动力迟滞特性,实现了俯仰/滚转两自由度耦合大振幅运动的纵横向动态气动力测量,可以为飞行器的试验鉴定评估提供技术支撑。     

低速风洞动态试验能力现状及展望

本文介绍了国内外包括气动院低速风洞动态试验技术的新进展，并根据大迎角动态气动力特性研究对风洞试验技术的需求及现有能力，提出动态试验技术研究课题组下一步的发展方向。     

1.2m高速风洞双天平支撑试验技术

双天平支撑试验技术是采用2台天平进行全模测力,其中,翼下双天平支撑对机身后体的绕流干扰很小,很适合模型后体的精确测量以及支撑干扰评估试验;另外,对于双体飞机(某层流验证机)高速风洞试验中存在的支撑困难问题,双天平支撑能最大程度地继承单尾支优点,具备较大范围的纵、横向试验能力。基于双天平测量机理,研究并发展了适合于1.2 m高速风洞的双天平试验技术,通过综合加载验证及风洞试验对双天平支撑试验技术进行了验证,研究结果表明,双天平支撑试验数据合理可靠,重复性精度满足国军标合格指标。另外,详细描述了1.2 m高速风洞翼下双天平支撑系统,介绍了双天平支撑试验技术在1.2 m高速风洞中的应用。     

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.     

1.2m高速风洞CTS装置新控制系统及其应用研究

为了满足当前目益增多的外挂物捕获轨迹试验的需要，急需提高1.2m高速风洞CTS装置原控制系统的可靠性和稳定性。采用以工控机为核心，以5650伺服控制器和PDC伺服驱动单元为主要模块的控制系统，代替了原来以单板机为核心的控制系统，并已成功地应用到多项型号分离轨迹试验中，风洞试验表明，新的控制系统有其突出的特点，其稳定性，可靠性，位置控制能力和试验效率均有较大的提高。     

大振幅升沉俯仰耦合振荡试验系统支撑机构动刚度分析

本文根据大振幅升沉和俯仰耦合振荡试验系统支撑机构设计方案建立了ANSYS有限元模型，重点进行了模态分析和谐响应分析，从而为支撑机构的方案和结构设计提供了理论依据。     

低速风洞双自由度大幅振荡试验技术

为满足国内战斗机型号研制对大迎角过失速机动过程中非定常气动力问题研究的需求,中国航空工业空气动力研究院在FL-8风洞开发了一套基于电液伺服马达和电机耦合驱动的双自由度大幅振荡试验技术。简单介绍了该系统的基本组成和试验原理,给出了FL-8风洞动态标准模型双自由度大幅振荡试验的典型结果,分析表明：该系统运行性能稳定,试验数据可靠,重复性精度较高,可以有效应用于飞行器双自由度耦合运动气动特性研究。     

FL-2风洞亚跨声速大振幅实验技术研究

飞机在大迎角下机动飞行，流动状态的非定常性是其主要特性。对此进行研究是十分必要的。为了在高速风洞中开展飞机大振幅动态特性研究，专门设计了一套大振辐动态试验装置，使FL-2风洞具备了大振辐动态试验能力。并用此装置在FL-2风洞初步完成了一期试验。文中主要对此试验装置及其试验能力和风洞试验情况作了介绍。     

边条翼和近距鸭翼布局模型动态气动特性分析

针对边条翼与近距鸭翼这两类典型战斗机布局模型,在中国空气动力研究与发展中心FL-24风洞进行了大振幅俯仰动态试验与模型自由摇滚试验,并对比分析了边条翼与近距鸭翼布局模型高速大迎角的动态气动特性。结果表明:边条翼模型纵向动态特性明显优于近距鸭翼模型,尤其是俯仰力矩迟滞效应更强;近距鸭翼模型在攻角26°~45°区间出现了较大的滚转力矩,容易诱发摇滚运动;最后,通过自由摇滚试验验证了俯仰动态试验分析结论,即近距鸭翼模型在迎角大于30°后出现了极限环摇滚现象。     

SDM标模大迎角动态特性试验研究

介绍了CARDC高速所进行的SDM模型大迎角的动导数和大迎角大振幅动态试验情况与试验结果.SDM标模的试验结果表明:试验结果与国外文献数据具有较好的一致性.试验结果随马赫数和迎角的变化表现出明显的非线性,而减缩频率的影响并不显著.天平与测试系统的重复性精度较高.在试验条件下,减缩频率、振幅、平均迎角及来流肘数均对模型的动态气动特性有影响,其影响量值的大小与具体的试验条件有关.在迎角约为15°～75°范围内,试验曲线存在着迟滞环.     

面向过失速机动的风洞动态试验相似准则探讨

为进行更加准确的风洞试验,讨论了针对过失速机动的风洞动态试验的相似准则问题。从六自由度运动方程推导出了进行动态风洞试验需要满足的运动相似参数;从N—S方程中得到满足流动相似的相似参数。针对不同类型的风洞动态试验,提出了具体对应的相似参数作为主要的模拟量。得到的结论可以为风洞动态试验参数选择提供参考。     

测力法在翼型动态失速试验研究中的应用

本文就利用测力法对ＮＡＣＡ００１２翼型在振荡条件下的动态失速特性进行的测试作了简要介绍，阐述了测力法在翼型动态实验研究中的些特殊问题及其解决途径，并比较了两种实验研究方法的优缺点。     

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。     

直升机旋翼翼型动态失速特性试验研究

针对CH-9.5旋翼翼型,开展了不同马赫数、迎角及振动频率下的静态和动态气动特性实验,介绍了试验测量方法、试验结果处理步骤,测量了不同状态、不同参数时的翼型动态失速特性,给出了迟滞环区域随马赫数、迎角及振动频率的变化规律,所得的试验结果为理论模型提供了验证依据。