一种新颖的侧滑振动导数实验技术

北京大学低速风洞中采用一种新的测量侧滑振动导数的原理和技术，它利用同一强迫振动装置，更换少许运动转换件和支杆，实现五种自由强迫振动，由六分量天平和相关滤波仪器测量出全部组导数和下洗时差导数，而侧滑振动导数是通过对应的侧滑－滚转振动与滚转振动测出的组合导数之差得到的。本文给出了某教练机大攻角侧洗时差导数的典型结果。     

气动导数非定常数值模拟研究

非定常数值模拟飞行器的强迫振动过程,获得任意时刻的气动参数,可以解决复杂外形以及多种飞行条件的气动导数问题。通过AVICFD-X软件计算0?~80?初始攻角下的BFM带翼导弹的俯仰动导数,验证该方法的可行性。计算结果与实验值具有很好的一致性,反映了大攻角流场非线性特征。计算中充分考虑了工程实际需求,尽可能地减小计算代价,获得了理想结果,表明该方法适用于复杂外形气动导数计算。     

动态失速风洞实验数据处理中频谱分析与数字滤波

动态失速风洞实验是一种非定常实验，其测量所得数据属于随机数据范畴。由于强迫振动频率范围较大，要从中获得有效的实验结果，除了做豁达一截止频率的模拟滤波外，还必须对其进行数字滤波处理。数据的频谱分析结果表明只须对天平测量信号做数字滤波处理；滤波原则是仅需滤掉天平、支架、模型系统的固有振动频率分量，同时尽可能多地保留实验强迫振动的各阶谐振信号。     

可利用风洞实验数据的大迎角气动模型的辨识

给出一种可将旋转平衡、强振动风洞实验数据应用于气动力模型的方法。通过把飞机机动的总旋转向量分解成沿非正交动态轴系的分量,使各旋转分量与旋转平衡、强振动风洞实验测量的气动数据一同使用。利用飞机大迎角机动的仿真飞行数据和极大似然法,辨识了气动模型的未知参数。计算表明,本文给出的气动模型的正确性。     

浅析动导数对飞机大攻角动态性的影响

在分析飞机大攻角动态特性时必须考虑非线性空气动力影响，因为大攻角下的空气动力现象比较复杂，难以定量预测。近年来由于对飞行品质要求的提高及扩大飞行包线使用范围的需要，对大攻角的动态特性提出了更高的要求。本文简要介绍了大攻角动态特性、动导数研究方法，并就动导数对大攻角飞行特性的影响作了一些定性分析。     

低速风洞大攻角张线式支撑系统

介绍了用于ＣＡＲＤＣ－Φ３．２ｍ亚声速风洞的大攻角张线式支撑系统的组成，试验装置的结构及其特点，给出了模型考核试验和支架干扰试验的主要结果，并进行了简要的讨论，试验表明，本支撑系统具有可试验的攻角和侧滑角范围大，支撑干扰小，控制和测量精度高，支撑刚度好等特点。     

大攻角风洞自由飞动导数实验研究

实验是在0.2×0.2m~2超音速风洞中进行的,其来流Mach数为2.0。模型为带翼导弹模型。实验时用气体发射装置将模型向实验段上游发射;并以另一气流横吹模型使其呈大攻角状态飞行。最大攻角可达100°。采用高速鼓轮相机记录模型飞行姿态随时间的变化。用改进的数值积分法进行数据处理,求得俯仰阻尼导数随攻角的变化。     

逃逸飞行器模型高超声速风洞自由翻滚动导数试验技术

高超声速风洞模型自由翻滚动导数试验技术是为满足航空航天飞行器 0°～ 360°全攻角范围内的动导数测量及产生极限环振动现象的研究之急需而研制。简要介绍了试验技术研制的自由翻滚试验装置、液体轴承、角度测试系统与系统建模的大攻角非线性数据处理技术。该项技术已成功地为逃逸飞行器模型提供了满意的试验数据     

低速风洞大攻角张线式支撑系统

本文介绍于ＣＡＲＤＣ－Φ３．２ｍ亚声速风洞的大攻角张线式支撑系统的组成。试验装置的结构及其特点，给出了模型考核试验和支架干扰试验的主要结果，并进行了简要的讨论。试验表明：本支撑系统具有可试验的攻角和测滑角范围大，支撑干扰小，控制和测量精度高，支撑刚度好等特点。     

SDM 标模大攻角动导数试验

介绍了ＣＡＲＤＣ高速所１．２ｍ风洞大攻角的动导数试验装置与测量系统以及在１．２ｍ风洞中对标准动态模型（ＳＤＭ标模）所作的一系列风洞试验结果。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攻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。     

基于阶跃响应的飞行器单独静、动导数数值求解方法

基于阶跃响应方法,结合刚性动网格技术,对飞行器的单独静、动导数的精细化数值计算进行了研究.以纵向为例,通过给物面施加恒定附加攻角,求解得到阶跃响应运动过程的非定常气动力,求导得到静导数.同样给物面施加恒定的俯仰角速度,并同时强迫物面平动以抵消俯仰转动产生的附加攻角影响,可由非定常气动力求导得到动导数值.分别利用NACA0012翼型和三维SACCON飞翼无人机进行了计算验证,各攻角下的静、动导数值与文献、试验结果吻合得很好,最大误差不超过5%.结论表明:基于阶跃响应的单独静、动导数直接模拟方法计算耗时仅为传统强迫振动方法的21%,效率相对较高,且可推广到横航向的动导数计算,为飞行器的稳定性研究提供参考.      

浅析动导数对飞机大攻角动态特性的影响

在分析飞机大攻角动态特性时必须考虑非线性空气动力影响,因为大攻角下的空气动力现象比较复杂,难以定量预测。近年来由于对飞行品质要求的提高及扩大飞行包线使用范围的需要,对大攻角的动态特性提出了更高的要求。本文简要介绍了大攻角动态特性、动导数研究方法,并就动导数对大攻角飞行特性的影响作了一些定性分析。     

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.     

无控飞行器气动参数估值

本文是我们用数值积分法从无控气行器飞行试验数据换算气动系数的总结报告。对于俯仰和偏航静、动导数的换算,文中给出以攻角(姿态角)、过载、角速率为状态参数的三组估值方程组;我们还建立了以角速率为状态参数的静稳定度的估值方程组;为换算法向力导数,我们提出以攻角为状态参数,计及角速率零位漂移,相位迟后,同时对攻角和法向力导数进行状态估值和参数估值的系统鉴定方程组。估值过程采用改进牛顿-拉夫逊的叠代公式并以回归分析提供叠代初值。采用六自由度数字模拟验证了这些算法的正确性和适用范围,以及对遥测仪表测量精度的要求。模拟结果表明本法可用于从飞行试验和风洞实验数据换算非轴对称无控飞行器的俯仰和偏航静、动导数,法向力导数、静稳定度和阻力系数。     

不同湍流度情况下尖头旋成体在大攻角时的压力分布特性实验研究

本文阐述了在西北工业大学低（变）湍流度风洞中进行的尖头旋成体在大攻角时压力分布特性的研究情况和结果分析。实验所用的风洞湍流度为０．０２％，０．１０％和０．３３％。实验结果表明，旋成体表面的压力分布可分为对称和不对称两种类型。每种类型又可分为Ａ类和Ｂ类两类。当攻角增大时，表面压力分布将由对称型转变为不对称型。本次实验还初次证实了，当滚转方位角变化时，旋成体 截面上的压力分布虽然可有很大变化，但是有一     

FL—2风洞模型支架迎角控制系统改造

本文介绍了FL－2风洞攻角控制系统改造的必要性，改造的方案，以及软件的设计。从而提高了系统的可靠性和稳定性，提出了实验的精度，为风洞实验提供了可靠的设备保证。     

跨超、高超声速风洞模型动导数试验技术研究

介绍了气动中心高速所为航空航天飞行器所开展的动导数试验技术研究,主要包括高速大攻角动导数试验技术、再入体模型配平状态动导数试验技术及基于气体轴承的高超声速风洞模型滚转阻尼导数试验技术。阐述了这些试验技术的试验设备及测试系统,给出了典型的试验结果,并进行了分析与讨论。     

大攻角地效翼非定常流动实验研究

大攻角地效翼非定常流动研究对大攻角地效翼非定常空气动力特性和流动控制具有重要的意义。对攻角为18°的NACA0012地效翼在模型风洞中进行实验,利用三维热线风速仪对地效翼后缘附近尾迹区内测点的速度脉动进行采样,分析不同飞行高度下大攻角地效翼的非定常流动特性。结果表明：地面效应下,大攻角地效翼后缘涡系形成位置后移;随着地效翼高度的降低,非定常流动的脉动频域宽度减小,速度脉动特征频率减小。     

风洞干扰对YF16模型实验数据的影响

本文研究了风洞干扰对YF16模型实验数据的影响，特别着重于阻塞效应。结论是：提高大攻角实验数据准确度的关键在于减少和修正由于阻塞效应引起的系统误差。     

某型导弹动导数风洞试验和数值模拟

动导数的精确预测对于弹箭类武器的成功研制至关重要。以某型导弹动态特性的研究为对象,在FD06风洞中采用自由振动法完成动态特性试验,获取该型导弹俯仰和滚转两个方向的典型振幅衰减曲线和动导数结果;针对该型导弹,基于双时间推进法数值求解非定常N-S方程和强迫运动方程,获取该型导弹俯仰动导数和滚转动导数。结果表明:CFD计算结果与风洞试验结果有较好的一致性;在给定马赫数和攻角下CFD数值模拟结果可以为后续工程型号研制提供参考。