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低速大迎角尾撑支架干扰试验研究 总被引:2,自引:1,他引:1
飞行器低速大迎角风洞试验是飞行器研制中必须进行的试验研究项目,而进行大迎角试验时飞行器模型大多采用尾部支撑方式支撑,目前国内对低速大迎角风洞试验结果中的支架干扰都没有进行相应的扣除.本项研究成果可作为今后支架干扰研究或扣除的参考,重点介绍了在中国空气动力研究与发展中心φ3.2m风洞中,利用张线支撑系统进行有预弯接头的尾撑支架干扰试验研究,获得了预弯尾撑支架干扰随迎角、侧滑角的变化规律,分析了不同形状尾撑支杆的支架干扰特性;并对尾撑支杆的几何参数进行了研究,获得了尾撑支杆长度对尾撑支架干扰量的影响规律,提出了尾撑支杆设计的建议. 相似文献
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为了在φ3.2m风洞中开展战斗机大迎角进气道特性试验研究,结合该风洞开口试验段及支撑装置的特点,研制了能够模拟战斗机进气道流量的小型引射器装置,发展了基于引射器/张线尾撑一体化设计的战斗机大迎角进气道试验技术.为了验证该项试验技术,研制了进气道流量测量装置,以及基于数字阀的气源控制系统;进行了装置性能研究,并利用某战斗机模型开展了飞机鸭翼对进气道性能的影响试验研究.研究结果表明:引射器引射流量达1.34kg/s,引射器/张线尾撑一体化方案可完全满足我国已有战斗机在3m量级风洞开展进气道试验的流量模拟及开展大迎角试验研究的需求;鸭翼对战斗机进气道性能影响研究为进气道试验模型外形模拟提供了依据. 相似文献
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本文给出了 FL-8风洞中螺旋桨处于不同位置的三个飞机模型支架干扰实验结果,分析了影响带螺旋桨动力的飞机模型支架干扰的因素。实验表明,由于螺旋桨滑流的诱导和夹带作用,使腹撑支杆附近的气流沿轴向加速;由于模型支杆的存在,将影响螺旋桨滑流的空间位置和尺寸,这些都将影响支架干扰量的大小,因此,一般不能用无螺旋桨动力模型的支架干扰数据代替有螺旋桨动力模型的支架干扰数据。实验结果还表明,滑流存在对阻力、俯仰力矩支架干扰有一定影响,其影响量与螺旋桨的位置和拉力系数有关。滑流对升力、滚转力矩和偏航力矩支架干扰无明显影响。除单发右停顺状态外,滑流对侧向力支架干扰无明显影响。 相似文献
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大飞机布局模型跨声速风洞实验尾支撑干扰研究 总被引:3,自引:1,他引:2
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. 相似文献
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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。 相似文献
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对某型飞艇刚性模型的腹撑支架干扰进行了试验研究和数值计算研究。风洞试验采用单点腹撑系统支撑模型,获得飞艇的气动力数据,并通过镜像两步法获得支架干扰量,但是试验无法扣除镜像支架与主支架之间的二次干扰,会给试验数据的支架干扰修正带来一定误差。故采用数值计算方法,对飞艇模型、飞艇模型带腹撑支架、反装模型带腹撑支架、反装模型带腹撑支架和镜像支架等状态下的气动特性进行模拟,获得支架对飞艇绕流场的影响,以及净支架干扰量和二次干扰量的大小,并将计算结果与试验结果对比。对比结果表明,在支架对飞艇气动特性的影响规律上试验与计算结论一致,但在具体数值上二者存在明显差异,表明二次干扰量不可忽视,应在飞艇试验数据的支架干扰修正中予以扣除。 相似文献