钝头旋成体背涡迎角效应的分区性态

为了实现空空导弹的高机动性,基于模型后体直径D以及试验风速的雷诺数Re_D=1.54×10~5,通过风洞测力和测压试验对钝头旋成体背涡流动特性随迎角的演化形式进行了研究。根据对模型不同迎角下所受侧向力、截面压力分布以及截面侧向力系数随时间波动情况的分析,确定了不同迎角下的钝头旋成体背涡流动形式。以此划分了4个迎角分区:附着流动区(α≤10°)、对称涡流动区(10°<α≤20°)、定常非对称流动区(20°<α≤50°)和非定常非对称流动区(α>50°)。对各迎角分区的背涡流动特性进行了详细讨论。

仿生扑翼飞行器的地面效应分析

在折叠式扑翼飞行器的地面效应分析中,对于距地效应和雷诺数效应、迎角幅度效应的分析尤为重要。结合运动仿真软件Adams和CFD软件Ansys-Fluent对机翼进行模拟风洞试验,拟合不同雷诺数下的升阻比曲线、上下表面压力曲线,不同的离地距离和不同迎角下的来流速度云图及机翼展向的压力云图。实验结果表明,随着离地距离的增大,机翼下表面受到的压力逐渐减小;随着雷诺数的增加,升力系数增大,阻力系数减小,升阻比呈线性增大;迎角(α)在0°~10°范围内时,机翼可以获得更大的升力和较小的压差阻力,当α≥10°时,压差阻力显著增大。

双垂尾飞行器偏航力矩非线性变化分析

以典型双垂尾飞行器为研究对象,通过风洞试验研究了模型在不同侧滑角下的偏航力矩特性,计算分析了风速为30m/s、侧滑角为4°时模型随迎角变化的流场及偏航力矩变化特性。试验及计算结果表明模型在侧滑角1°及1°以上、迎角大于10°时偏航力矩出现非线性变化特性,在迎角为0°~25°时,垂尾和机头是全机偏航力矩的主要贡献部件,而垂尾是全机偏航力矩非线性变化的主要原因部件。