飞翼布局高速风洞尾支干扰试验修正技术研究

飞翼布局飞行器模型往往具有尾部扁平的结构特点,进行高速风洞尾支测力时,尾部需要局部放大,由此带来尾部畸变和尾支杆的气动干扰,直接影响对巡航效率、焦点位置以及配平迎角的预测;另外,飞翼布局飞机为改善隐身特性,取消了平尾和垂尾,侧力和偏航力矩量级比较小,模型尾部的局部变形必然会对飞机横、航向试验数据带来不利影响。本文针对某飞翼布局模型,采用风洞试验和CFD数值模拟相结合的手段,通过腹支撑作为辅助支撑的"两步法"获得了尾部畸变及尾支杆的纵、横向支撑干扰影响。研究结果表明:该飞翼布局模型尾部畸变支撑纵、横向支撑干扰修正结果合理、可靠,精准度较高;所建立的试验与CFD相结合的研究方法可以用于类似布局的试验数据修正。同时,发展的数值计算方法与风洞试验有很好的一致性,已成功应用于某飞翼布局模型尾部支撑干扰修正,已具备工程使用价值。

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。

一种用于支撑干扰试验的辅助支撑系统研制

某试验模型在风洞中除了要进行常规测力试验外,还要进行支撑干扰修正。模型采用直尾支为主支撑获得基本数据;采用腹支撑为辅助支撑,通过"两步法"修正支撑干扰近场影响。针对要求研制辅助支撑系统,即腹支撑机构及假尾支结构。模型受载后,腹支撑刚度不能避免假尾支与模型干涉的风险,因此研制了假尾支补偿机构。假尾支补偿机构利用电动缸驱动,直线导轨限位,距离传感器实时监测和反馈,可有效补偿假尾支的位置。