航天飞机在再入段的亚音速空气动力特性的一种有效算法

本文采用吸力比拟原理,结合基本解的数值计算方法,用来计算航天飞机机翼从小迎角到大迎角(a=0°～30°)的亚音速纵向气动特性;而对零升阻力和机身气动特性,则用工程估算方法计算。由于目前的航天飞机,一般为下单翼的复杂外形翼-身组合体,根据文[9]的原理,可忽略翼-身干扰对纵向气动特性的影响。 本文导得可以计及涡效应的任意平面形状边条机翼的亚音速气动特性的计算公式,亦可计算尖梢机翼的展向升力分布。公式中所需的位流系数可采用涡格面元法进行数值计算来获得,压缩性效应则通过位流系数来计及。 本文计算了多种机翼和航天飞机的气动特性。与实验数据比较表明,本方法具有方法简便、计算快速和计算结果具有设计精度的优点,是计算航天飞机亚音速气动特性的一种有效方法。可供航天飞机初步设计使用,亦可作为航天飞机气动优化设计系统中的子系统。经过适当推导,本方法可推广应用于亚音速前缘的超音速情况。     

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。     

基于边条优化外形的全机纵向响应与增升效果研究

用遗传基因算法优化设计了翼-身-尾全机模型机翼边条.通过求解全机纵向运动状态方程,分析了全机模型带与不带机翼边条时纵向动态响应问题.涉及的气动力、力距和纵向稳定导数等则由三维低阶板块法计算获得.通过优化设计,新的带有机翼边条的模型飞机,其升力线斜率可明显提高.当Ma=0.4-0.9时,斜率约提高13%-17%;当Ma=1.5时,约提高12%.数值计算结果表明:在装有机翼边条时,由于短周期频率和阻尼比的提高,飞机对在交战飞行时特别的偏转控制输入响应敏捷.最后,给出了部分基于板块法的气动力结果与Cy-20飞机飞行试验数据的比较.     

边条翼布局双垂尾抖振特性与机理风洞实验研究

对两种平面形状的边条翼布局模型分别作了双垂尾抖振实验和涡流场激光片光源显示实验研究。抖振实验测量了两种模型双垂尾的翼根弯矩响应和翼尖加速度响应,涡流场显示实验记录了两种模型上典型位置上的涡流场发展状态。通过边条涡流场随迎角的发展和破裂特性与模型垂尾抖振响应特性的对比分析发现:(1)垂尾翼根弯矩、翼尖加速度响应随迎角的变化均与边条涡的发展状态、是否破裂以及破裂程度密切相关;(2)主翼后掠角较大的情况下,机翼前缘涡与边条涡相互干扰,不但加快了涡的破裂使得双垂尾抖振起始迎角减小,而且使得垂尾的抖振响应较大。     

具有离体涡的边条布局的低速气动力数值计算

使用等效集中涡和输入涡来模拟边缘离体涡的涡格法,在本文中应用到边条机翼布局的气动力计算中。在进行边条机翼的“混合流型”的气动力计算时,对边条采用了产生离体涡的计算模式,在主翼上则采用了附着流动的计算模式。使用这种方法,对两组边条布局进行了计算,计算结果与实验数据进行了比较。     

边条翼布局双垂尾抖振表面脉动压力风洞实验研究

对边条翼布局双垂尾发生抖振时的表面脉动压力进行了风洞实验研究。实验在西北工业大学NF-3风洞进行。实验迎角范围:10°~40°,风速:50m/s。实验测量了垂尾内外侧表面各9处的脉动压力,并将脉动压力沿表面积分近似得到垂尾的根部弯矩响应。实验同时测量了垂尾根部应变、翼尖前缘及后缘的加速度响应。实验结果表明,通过不同测量方法得出的垂尾抖振响应规律一致,得到的垂尾抖振起始迎角相同,这表明垂尾的抖振响应是由边条涡破裂流作用在垂尾表面的脉动载荷引起的;随迎角增大,边条涡破裂流的能量不断增加,且越来越集中于低频范围,但当迎角过大时,边条涡的破裂点远离垂尾,破裂涡的能量耗散很大,从而作用在垂尾表面的脉动载荷减弱。