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.     

民用航空涡扇发动机短舱外部阻力试验方法研究

为了发展一种适用于大涵道比民用航空涡扇发动机短舱外部阻力的试验方法,对NACA-1系列轴对称短舱试验进行改进,并在2.4m跨声速风洞中完成了试验研究,获取了某型大涵道比民用航空涡扇发动机短舱在马赫数0.388～0.86的外部阻力,通过数值仿真与试验结果对比,验证了试验方案的可行性.结果表明,经过改进的试验方案的攻角适用...     

2．4米跨声速风洞推力矢量试验技术

针对先进战斗机推力矢量高速试验需求,研制了可用于校准通气不传力系统对推力天平性能影响的装置和基于数字流量阀的喷流质量流量闭环测控系统,在2．4 m 跨声速风洞建立了通气叶片支撑、金属波纹管通气不传力系统实现喷流供气转换、三台天平内置的双发战斗机推力矢量试验平台,实现了飞机气动力和两尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。系统调试和模型风洞试验表明：试验系统运行稳定、可靠,质量流量测控精度优于0．5％;全机气动力及两个喷管矢量喷流推进特性规律合理,重复性精度达到国军标常规测力合格指标;建立的试验技术系统可用于来流马赫数0．3～1．2、迎角－10。～60。、喷管偏角－20。～20。、喷流总质量流量0～3 kg／s 的双发战斗机推力矢量试验。     

分布式边界层吸入推进系统的建模与分析

机体后部边界层吸入技术可显著改善飞机的燃油经济性,但目前尚未建立推进系统设计与分析方法。针对类似N3-X飞机的分布式边界层吸入推进系统,采用基于边界层积分方程的数值分析方法,引入功推比参数,详细分析边界层状态和推进系统参数对系统性能的影响,从而为推进系统设计提供理论和数据支撑。通过基准状态与N3-X的对比,验证了计算方法的可靠性。分析表明,当吸入边界层占比为50%左右时推进系统能耗可降低4%,边界层形状因子越小或者动量厚度越大,能耗降低越多;进气道扩张比对功推比的影响不大;随着进气道入口马赫数增大、风扇压比降低、风扇效率增大、风扇损失降低或者喷流速度降低,功推比都会下降。     

天平与波纹管系统结构设计与有限元分析

为满足某飞机后机身风洞试验需求,研制了一种用金属波纹管密封测力天平的新型测力装置.利用密封原理,该装置的波纹管结构能有效地隔断风洞流场压力波动,使其内腔压力平衡,确保天平精确测量作用在飞机后机身上的气动载荷.通过对天平与波纹管系统进行合理的结构设计,以及应用有限元方法进行详尽的静态和动态力学分析,该装置得到了较为理想的设计结果.天平地面校准和风洞试验结果表明,波纹管密封效果好,对天平测力干扰小,达到了预期的试验要求.     

热线探针对数校准方法研究及改进

开展了可压缩流体中热线探针校准方法的研究,以满足其在各种速度测量场合的使用需求。研究了对数校准数学模型,发现校准系数求解过程中存在矩阵奇异性过强的问题,导致在速度小扰动条件下方程求解稳定性差。对对数校准数学模型进行了参数无量纲化及添加正向偏置的改进,建立了无量纲化对数校准数学模型。在马赫数为0.3~0.5,引射压力为150~300 k Pa范围内进行了校准实验,利用对数校准数学模型对实验数据进行拟合,拟合优度为0.997 61,拟合速度平均偏差为1.378 m/s,校准系数求解过程中系数矩阵条件数为1.595×108,矩阵奇异性过强,加入速度小扰动(1 m/s)后,拟合优度为0.379 74,拟合速度平均偏差为43.81 m/s,方程求解稳定性差。利用无量纲化对数校准数学模型对实验数据进行拟合,拟合优度为0.998 95,拟合速度平均偏差为1.203 m/s,校准系数求解过程中系数矩阵条件数为3.655×102,且无量纲化方法不受速度小扰动影响。对流体速度进行不确定度分析,速度平均不确定度为3.168 m/s,无量纲化拟合速度平均偏差明显小于速度平均不确定度。实验结果证明了无量纲化对数校准数学模型应用于可压缩流体热线探针校准的可行性。