小展弦比飞翼标模三座高速风洞气动力数据相关性研究

为研究飞翼布局模型在不同风洞的测力试验数据的相关性,分析飞翼布局模型风洞测力试验精度水平,为以融合体飞翼布局为代表的未来作战飞机气动力试验精度提供参考,采用同一台测力天平及外形相同的尾支杆在国内三座1.2m风洞中对小展弦比飞翼标模进行了重复性试验和对比试验。试验结果表明,小展弦比飞翼标模风洞测力试验精度及不同风洞数据相关性与飞翼布局流动特性关系较大,在小迎角附着流状态,不同风洞的数据相关性较好,测力精度较高,随着迎角的增加,飞翼布局背风面前缘涡会发生破裂,涡破裂后不同风洞的数据相关性和试验精度都有不同程度的降低。跨声速条件下由于飞翼布局背风面复杂的流动特性,使得其试验精度较超声速略差。不同风洞数据的差异主要体现在升力特性拐点起始迎角、近声速附近马赫数的零升阻力系数和零升迎角方面。

风洞模型静弹性变形对气动力影响研究

介绍了一种基于模型变形视频测量系统和计算空气动力学研究静弹性变形对气动力影响的方法。利用模型变形视频测量系统获取模型在气动载荷作用下的静弹性变形,驱动模型表面网格运动,得到模型变形后的表面CFD计算网格。CFD计算变形前后网格外形下的气动力,研究模型变形对模型气动特性的影响。对一大展弦比连接机翼的测量与计算结果进行了分析,分析结果表明:模型变形对升力系数影响最大发生在升力线性变化的最大迎角附近,模型变形对阻力系数影响最大发生在失速迎角附近,模型静弹性变形对气动力的最大影响量远远超出风洞测力实验的精度指标,因此开展风洞模型静弹性变形影响研究与修正是十分必要的。

波浪条件下地效翼型气动力的环量控制研究

波浪海面气流环境相对复杂,严重影响了地效飞行器巡航过程中的稳定性与安全性.针对波浪条件下的地效翼型,应用数值方法分析了不同海况波浪形状和不同飞行攻角对翼型气动特性的影响,进一步研究了定常吹气和周期吹气方法对地效下的环量控制翼型气动力影响规律.计算结果表明:波浪海面地效下,翼型升力系数随波浪周期性变化,波浪的波高较高、波长较短,翼型攻角较大时升力系数波动的幅度较大;通过与波浪相对运动相同周期的吹气环量控制方法,可以有效地控制波浪海况下翼型升力系数的波动,增强地效飞行器的稳定性与安全性.

基于PIV技术的高速空腔流动演化特性研究

空腔结构在高速来流条件下会产生复杂流动和高强度噪声,严重影响飞行器的气动特性和结构安全。采用粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)技术和动态压力测量相结合的方法,对长深比为3~10的空腔在来流马赫数0.4~0.8状态下的流动噪声特性开展试验研究,着重分析了空腔长深比和来流马赫数对腔内流场结构的影响,揭示了空腔噪声强度与腔内流动的关联性。结果表明:随着长深比增大,腔内剪切层厚度迅速增长并向腔内扩张,与空腔的撞击位置由后壁下移至底面,腔内流体由开式流动向闭式流动转变;来流马赫数的增大会抑制剪切层向腔内发展,诱导主回流旋涡后移,使得流体趋于开式流动;腔内后壁总声压级的幅值与流体撞击后壁时的流向速度正相关。

跨声速空腔剪切层动态特征传播特性研究

开式空腔流动发生时,剪切层内旋涡运动与腔内前传声波相互作用,引发空腔自持振荡现象。针对长深比为7的开式空腔,采用脉动压力测试技术,在Ma=0.9来流条件下开展腔内剪切层动态特征试验研究,通过频谱分析和互相关分析,揭示剪切层动态特征发展机制和模态噪声传播规律。结果表明:剪切层内单调增大的宽频噪声和类余弦分布的模态噪声相互叠加,使剪切层整体动态特征呈波浪上升发展;模态噪声逆流向上行传播,其速度同样呈类余弦分布,变化趋势与模态噪声幅值保持一致。结合Rossiter模态预估理论发现:同频率的上行模态声波与下行旋涡相互作用,产生了类驻波现象,导致模态噪声功率谱密度和传播速度沿流向周期性变化。

飞行器旋转翼折展过程动稳定性研究进展

旋转翼是一种可绕固定轴旋转变体的机翼,广泛应用于新型无人机、巡飞弹、航空炸弹等飞行器,其折展过程中的动稳定特性是决定旋转翼飞行器设计成败的关键基础问题。基于此,梳理了近年来飞行器旋转翼折展过程动稳定机理的研究进展。介绍了旋转翼发展历程及其面临的折展动稳定关键问题;从非定常气动数值模拟、非定常动态特性数值模拟、CFD/RBD一体化耦合数值模拟3个层次阐述了折展过程动稳定数值模拟进展;介绍了旋转翼折展扰动下的非线性动力学建模及动稳定性分析的现状;分析了旋转翼折展动稳定性机理的风洞试验验证情况;总结了旋转翼折展过程动稳定研究面临的科学问题,并提出了可行的研究方向。

双S弯进气道锤激波动态特性研究

发动机喘振产生的瞬时高压引起的进气道内锤激波载荷是飞机进气道结构强度设计的关键因素之一。通过对飞行器进行内外流一体化非定常三维数值计算,分析双S弯进气道内锤激波三维流场非定常特性的演化过程,研究了不同马赫数,不同超压比对双S弯进气道锤激波载荷的影响。研究表明:锤激波经过进气道弯道时,弯道外侧流场压力远大于内侧;锤激波离开进气道入口后,进气道内流场经过数个周期逐渐恢复至初始状态;相同进气道反压时,来流马赫数越小,锤激波在进气道内部传播速度越快,且进气道内部压力系数峰值越大;相同来流马赫数下,随着超压比的增大,锤激波在进气道内部传播速度加快,进气道内部压力系数峰值增大。

窄条翼导弹模型摇滚运动动力学特性研究

利用NS方程和飞行力学方程耦合的数值模拟,研究分析了窄条翼导弹模型摇滚运动的动力学特性和产生机理。控制方程为URANS和刚体单自由度转动方程,计算取Roe格式、SA湍流模型、双时间步法,气动/运动耦合采用双时间步三阶Adams预估校正法。计算Ma=0.6,α=35°,模型进入极限环振荡,振幅10.14°,周期20Hz,与风洞试验结果吻合较好。受力分析表明力矩迟滞曲线为双8环,中间为不稳定环,两侧为稳定环;模型的动不稳定性是由迎风尾舵引起,背风尾舵不能提供足够的动稳定性,导致模型丧失滚转阻尼,最终进入等幅等周期的极限环振荡;计算证实,该极限环是稳定的,模型在任意初始状态或微扰动作用下都将进入该极限环振荡。计算结果还表明,在非定常效应较强时,转动惯量对摇滚振幅影响不大,对频率影响明显。

连续式跨声速风洞动力系统运行安全研究

为提高连续式跨声速风洞动力系统的运行安全性,结合0.6 m×0.6 m连续式跨声速风洞的建设、调试和运行实践,分析风洞闭口回流布局对气流温升和管网阻力的影响,研究轴流压缩机在风洞应用中的轴系、运行工况和马赫数控制的安全特性,对关键性能进行了测试研究。研究结果表明:换热器性能满足压缩机运行和风洞总温需求;得到了压缩机轴系运行参数报警阈值和防喘振曲线设置的依据,测试出了扭转振动临界转速。压缩机防喘振曲线统一采用100 k Pa总压下的流量和压力比,风洞马赫数可采用压缩机转速和中心体位置闭环组合控制。

软式空中加油系统鞭甩现象多体动力学分析

软管-锥套式空中加油系统的柔性结构经常发生不同程度的软管鞭甩现象,极大影响空中加油任务的安全性。基于柔性多体动力学,建立了空中加油系统动力学模型,其中,利用基于任意拉格朗日-欧拉描述方式和绝对结点坐标法的索/梁模型描述管线的大变形、大范围运动以及软管收放,并对空中加油系统受到的气动力进行建模,建立的模型能够反映加油机和受油机运动、软管和锥套的变形与气动力的耦合影响。基于建立的空中加油系统动力学模型,复现飞行状态下的软管鞭甩现象,获得了鞭甩现象的形成机理。研究表明,对接冲击下,软管平衡状态改变所形成的剪切波向后传播与反射是鞭甩现象产生的主要原因。通过多工况计算结果,分析了软管刚度、对接速度、Ma数各因素对鞭甩现象引起的软管剪切力、纵波与剪切波传播速度的影响规律,并分别分析了软管收放控制和加缓冲的受油插头两种措施对鞭甩现象振动抑制的有效性。

自然层流机翼气动外形优化研究

层流技术在飞行器尤其是民用客机减阻方面具有较好的应用潜力。采用全速势方程(TRANAIR)、序列二次规划(Sequential Quadratic Programming,SQP)优化算法及自适应笛卡尔网格技术,用两种不同的参数化建模方法,类函数/型函数变换(Class function/Shape function Transformation,CST)和非均匀有理B样条(Non-Uniform Rational B-Spline,NURBS)方法,对某自然层流机翼进行了多点优化设计,设计点为:C_L=0.45(M:0.735,0.755,0.765,0.775),C_L=0.50(M:0.755),约束条件为:升力、俯仰力矩和翼型20%、80%及最大厚度不得低于初值。优化结果表明:虽然CST方法在翼型描述上具有先天优势,NURBS方法更多用于三维曲面,而对于文中自然层流机翼算例,NURBS的优化效果更好;在C_L=0.45(M:0.755)状态下,优化后上翼面转捩位置明显后移,层流区域变广,总阻力减小了4.5%;采用的优化方法在进行五点优化时仍然具有较高的计算效率,具有较强的工程实用能力。

CHN-T1标模2.4米风洞气动特性试验研究

大飞机标模可用来校验风洞流场品质,检验和提高大型飞机风洞试验数据质量,标模的外形特点及其气动特性能否反应现代大飞机设计特点尤为重要。气动中心前期已完成了一套大展弦比飞机标模CHN-T1的设计研制,为了验证设计结果,在2.4米跨声速风洞中进行了一期验证试验,试验Ma数范围0.40～0.90,模型名义迎角-6°～15°,侧滑角-3°～12°,雷诺数Re=(3.3～7.5)×10~6。试验内容包括纵横航向基本特性试验、重复性精度试验、变雷诺数试验、转捩对比试验、流谱观察试验和变形测量试验。结果表明,该飞机外形具有良好的升阻特性,符合现代大展弦比飞机的典型气动特征,可用于2.4m跨声速风洞大型飞机标模试验数据体系建设。

高速风洞连续变速压颤振试验技术研究

针对高速暂冲式风洞阶梯变速压颤振试验用时长、耗气量大和试验模型有效使用寿命短等缺点,开展了高速暂冲式风洞连续变速压颤振试验技术研究,解决了定Ma数连续变速压流场控制技术与连续变速压工况下的颤振试验数据处理技术等难题。具体技术措施是:在2.4m×2.4m暂冲式跨声速风洞中设计了基于运动函数的定Ma数线性变总压控制策略,使Ma数控制精度达到了0.005以内且速压无超调,实现了流场控制目标;采用PickHold方法构建颤振边界的亚临界预测判据,并根据预测判据近似于正态分布的特点,基于数理统计的参数估计法来减小预测判据的散布度,从而提高颤振边界亚临界预测的准确性。风洞验证试验结果表明,该试验技术达到了工程实用化水平,不仅能够取得与阶梯变速压颤振试验技术一致的结果,还能极大地节省耗气量,经济效益显著。

曲面形栅格翼气动特性研究

与常规栅格翼布局相比,曲面形栅格翼布局减小了栅格翼翼元的等固壁通道的长度,从而有效降低了翼元内气流的壅塞,另外,这种栅格翼布局结构简单,易于折叠,减小了飞行器的轮廓尺寸,具有很好的工程应用前景。本文通过数值模拟方法,在亚、跨、超声速条件下,研究了曲面形栅格翼布局的减阻效果和减阻机理,对比了曲面形栅格翼和常规后掠形栅格翼布局的减阻效果,并对不同迎风方式的曲面形栅格翼气动特性进行了分析。

基于探针的声爆测量风洞试验技术研究

风洞试验是开展声爆研究必不可少的技术手段,而从复杂的风洞试验环境中准确获取具有弱信号属性的声爆信号是风洞试验技术的关键。为研究暂冲式跨超声速风洞试验环境对声爆信号测量的影响,依托小型暂冲式跨超声速风洞,研制以干扰最小化针状探针为测量设备的试验装置,建立探针、模型独立运动的双运动试验系统,发展基于探针的声爆测量技术。以典型锥柱体模型为研究对象,对比了探针固定、模型移动和模型固定、探针移动2种试验方式所获完整声爆信号的差异,研究了锥柱体模型声爆传播规律和风洞背景流场对声爆测量的影响。结果表明:模型固定、探针移动和探针固定、模型移动2种试验方式相比,前者将引起声爆信号畸变,导致较为严重的声爆信号失真,后者得到的声爆信号曲线更为光滑准确,是相对更可靠的试验方式;风洞背景流场分布对声爆信号测量影响显著,声爆测量风洞试验须详细掌握风洞背景流场分布并尽可能保持其稳定,再在此基础上对模型、探针在风洞中的位置及模型与探针的相对位置进行严格选取。

高速风洞中大型飞机典型支撑方式干扰特性研究

分析了大型飞机在高速风洞中常用的支撑形式(尾支撑、腹支撑和条带支撑)的干扰特性,比较了尾支撑干扰试验中辅助支撑装置的二次干扰量,为大型飞机高速风洞试验的支撑选择提供了参考依据。以Ty-154标模为研究对象,基于结构嵌套网格,通过数值求解Ty-154标模有、无支撑的气动特性获取了相应的支撑干扰量,分析了支撑干扰产生的机理。通过数值模拟尾支撑、腹支撑和条带支撑的组合状态,探索了辅助支撑装置的二次干扰影响。结果表明:数值模拟与试验结果吻合较好,研究结果可靠性高;尾支撑对试验模型的阻力和俯仰力矩系数干扰较大,条带支撑对试验模型的升阻特性干扰较小,腹支撑对试验模型的阻力系数干扰较大,对俯仰力矩系数干扰较小;Ma>0.9时三种支撑形式的干扰量均迅速增加,腹支撑形式的干扰量增加最为剧烈;在尾支撑干扰修正试验中,腹支撑与条带支撑引起的二次干扰量均很小,工程应用可忽略。

高速风洞中条带悬挂支撑干扰研究

以Ty-154标模为研究对象,分别对其有、无假条带干扰进行试验,获得了条带支撑干扰量。采用嵌套网格方法,数值模拟了条带对Ty-154标模的干扰作用。结合试验与数值结果,分析了支撑干扰产生的机理,探讨了条带支撑对模型局部细节的一些破坏可能产生的影响,并与尾、腹支撑干扰特点进行了对比。数值模拟与试验结果吻合较好,研究方法可靠性高。结果表明:条带支撑对CL干扰很小,使得CD增大约0.0005,并产生一个较小的抬头力矩干扰,较尾、腹支撑优势明显;Ma>0.9时,条带干扰量增大,干扰规律不定;动带机身开槽及定带转轴对试验结果影响都很小。

激波针气动特性及外形参数优化研究

采用钝头体的飞行器在超声速特别是高超声速条件下,其前缘会形成头部弓形激波,进而带来较大的波阻,严重影响飞行器的气动性能。相关研究表明,在高超声速条件下,钝前缘安装激波针可以将激波推离物面,从而减小头部表面压力,是减小超声速钝体阻力的有效方法,但在超声速,特别是一些巡航速度不高(马赫数Ma=1.5左右)的导弹中,为满足射程等相关要求,对激波针减阻的使用价值还有待进行验证。为了研究激波针在Ma=1.5条件下对轴对称钝锥外形气动特性的影响,通过数值模拟方法对比了不同形状激波针在Ma=1.5条件下的减阻效果,分析了减阻机理及外形参数影响;通过基于Kriging和遗传算法相结合的优化方法对主要外形参数进行了优化设计,给出了减阻效果较好的激波针外形参数选取范围,对工程应用具有一定的借鉴意义。

翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局跨声速气动特性及流动机理的影响研究

为研究翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局气动特性以及涡流特性的影响,基于已有试验结果的翼身相对厚度为0.16的65°后掠小展弦比飞翼布局,在保持前缘半径和外翼剖面形状相同情况下,通过降低飞翼布局的翼身厚度使其翼身相对厚度为0.08,在马赫数0.9条件下开展了翼身相对厚度影响的数值模拟研究。数值模拟结果表明,在相同迎角条件下,翼身相对厚度对飞翼布局前缘涡在翼面上形成的位置和涡强有较大的影响,翼身相对厚度较小时前缘涡形成的位置越靠近前缘;在前缘(约x/Cr=0.25之前)翼身相对厚度较小布局的涡核强度明显高于翼身相对厚度较大布局,且在前缘涡破裂之前,翼身相对厚度较小布局涡核强度沿弦向变化较为平缓,升力线斜率下降迎角较翼身相对厚度较大布局推迟约8°。研究结果还表明跨声速时,前缘涡的破裂主要与激波的干扰有关,当前缘涡穿过激波时,涡强和涡核轴向速度迅速降低,当涡核轴向速度降为0时,前缘涡破裂。

2m量级高速风洞强迫振动动导数试验技术研究

为满足大型运输机、先进战斗机、推进与机体一体化布局等现代高性能飞行器动导数风洞试验研究的需求,基于小振幅强迫振动动导数试验原理,在中国空气动力研究与发展中心2m量级高速风洞（FL-26和FL-28）建立了一套俯仰、滚转及偏航的三通道动导数试验技术。在试验系统研制过程中,首先采用强度高、刚性好的航空轻质铝材和复合材料解决了亚跨超声速条件下大尺度试验模型研制问题;其次,结合动力学和运动学仿真分析手段,实现并优化了大载荷试验装置传动机构设计以及α、β耦合双转轴支撑结构设计的难题;最后,在测控系统研制部分,通过电机选取、电磁干扰屏蔽、滤波器设计等技术手段进一步提高了测试系统的精度。试验系统设计技术指标Ma=0.4-4.25,迎角α=-35°-35°,侧滑角β=-15°-15°,传动机构法向承载载荷≤10 000N。SDM标模的验证试验结果表明,直接阻尼导数与文献值一致性较好,重复性试验数据误差基本控制在10%以内。目前,该项试验技术已经成功应用于某大型飞机模型的动导数风洞试验。