小展弦比飞机非线性气动特性风洞与飞行相关性研究

在较大迎角范围 ,如何由风洞试验数据预计全尺寸小展弦比飞机的非线性气动特性 ,并与飞行值相关 ,始终是国际航空界致力解决的重大问题 ,本项研究采用风洞试验与工程计算相结合的方法 ,对支架、洞壁、进气、喷流、雷诺数及静弹性等影响相关性的诸因素予以修正 ,并计及配平影响 ,从而比较准确地预计出全尺寸飞机的非线性气动特性。

低雷诺数下翼型非线性气动特性及其模型预测

以GA(W)-1翼型为研究对象,通过数值模拟的方法探究了雷诺数对翼型气动特性的影响规律及物理机制,结果显示:翼型在低雷诺数工况下具有突变性、迟滞性等强烈的非线性气动特性,且迟滞环的尺寸随着雷诺数的增大而逐渐减小直到最终消失,翼型前缘分离泡的破碎及该过程的不可逆性是非线性气动特性产生的物理根源。翼型在不同雷诺数工况下的非线性气动特性与尖点突变模型在空间拓扑上具有相似性,于是基于拓扑不变原理,通过发展高精度的拓扑映射方法,构建了尖点突变模型的平衡曲面与翼型非线性气动特性之间的拓扑映射关系,从而利用尖点突变模型的平衡曲面去预测低雷诺数下翼型的非线性气动特性,模型预测误差在5%以内。

制导炮弹大攻角范围气动特性的计算分析

分析计算了制导炮弹大攻角范围的气动特性和大攻角范围的流场特性,介绍了运用横流比拟法计算弹体、弹翼非线性气动特性的过程,并提出一种用等效攻角法考虑翼、体间的相互干扰,计算制导炮弹的大攻角气动特性的工程计算方法。以一带4片尾翼的制导炮弹为例进行计算、分析,总结了大攻角非线性气动特性,指出制导炮弹在设计中应注意的大攻角范围非对称侧力和静不稳定性的问题。

导弹大攻角高机动飞行特性分析与仿真

以新一代无翼式气动布局导弹为背景,在大攻角气动特性理论基础上,分析了在导弹主动段、攻角在180°范围内变化的导弹飞行特性,得出了90°内大攻角最大转弯能力和180°攻角附近最大降速效果的结论。进行了俯仰平面S型轨迹机动飞行仿真,仿真结果说明了大攻角飞行的高机动特性。