低速来流大攻角侧滑角状态下尖脊进气道气动特性试验研究

在低速来流状态下试验研究了大攻角 (α=0°～ 4 5°)和侧滑角 (β=-1 5°～ 1 5°)对 Caret进气道气动性能的影响。给出了在各攻角下进气道性能参数随侧滑角变化的特点及典型状态下进气道出口总压恢复系数分布图谱 ,分析了出口总压分布图谱与进气口流动之间的关系。试验表明 :在低速来流状态 (Ma≈ 0 .1 )下 ,随着攻角的增加 (α从 0°增加到 4 5°) ,进气道总压恢复系数下降较小 ,总压畸变指数几乎不变 ,这有利于飞机的大攻角机动飞行。

越肩发射空空导弹大攻角飞行自动驾驶仪设计

研究了越肩发射空空导弹大攻角飞行时的两种自动驾驶仪的设计方法。一种是利用双时标的方法将导弹的姿态动力学和运动学系统分别看作快子系统和慢子系统,解决由气动力剧烈变化引起的非线性。另一种采用了变结构控制策略。这两种方法均使用了反作用喷气装置来增强在大攻角情况下的转弯能力和机动能力。数学仿真显示出两种自动驾驶仪的良好性能。

俯仰-滚摆耦合复杂流场试验研究

给出 8 0°三角翼模型在低速风洞中实施俯仰 滚摆耦合大幅度振动的复杂流场测量结果 ,包括静态和动态、单自由度俯仰和滚摆、俯仰 滚摆耦合运动条件下的流动显示结果和强迫俯仰、自由滚摆条件下的滚转角时间历程测量结果。分析了耦合运动对前缘分离涡和气动特性的影响 ,以及不同相位角和不同频率对耦合气动特性的影响。结果表明 ,双自由度的耦合运动比单自由度运动具有更为明显的动态迟滞特性 ,进一步推迟分离涡的破碎 ,推迟开始滚摆的攻角αwr。