【摘 要】
：
飞翼布局具有气动效率高、隐身性能好的优点,是未来军民用飞机的重要发展方向。该类布局模型风洞试验尾撑、腹撑及背撑等支撑形式的干扰量及由此带来的模型局部外形畸变影响
【机 构】
：
中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
论文部分内容阅读
飞翼布局具有气动效率高、隐身性能好的优点,是未来军民用飞机的重要发展方向。该类布局模型风洞试验尾撑、腹撑及背撑等支撑形式的干扰量及由此带来的模型局部外形畸变影响较为复杂,目前还没有通用的支撑方案和试验修正方法。采用CFD数值模拟方法,分别对某小展弦比飞翼布局标模低速尾撑支杆干扰和尾部外形畸变影响进行了研究,结果表明:在常用角度范围内,所使用的数值模拟方法是可靠的,可用于风洞试验支撑方案的评估及支撑干扰的修正;对纵向特性,尾撑支杆干扰量和尾部外形畸变影响量相对全量较小;对横航向特性,尾撑支杆干扰量基本可忽略
其他文献
在Ma=3连续超声速风洞中,开展了光学头罩绕流流场光学传输效应的风洞模拟试验方法研究,进行了现场振动测量与隔离,研制了专用试验装置,采用哈特曼传感器和剪切干涉仪两种手段
为了获得翼型在尾缘合成射流作用下的气动特性，针对NACA0015翼型，设计了适用于风洞研究的尾缘合成射流实验，设计内容包括实验模型的设计，低频大功率合成射流致动器的设计，以及测量
传统气动声学研究观点认为,精确的声学测量要求风洞背景噪声和洞壁反射足够低,传声器测量结果有足够高的信噪比,这是大多数风洞无法达到的要求。近些年,基于声纳和雷达技术发
超声流量计探头安装位置会对其测量产生影响。对DNS00超声流量计在探头全伸位置安装时的流场以及对超声流量计测量性能的影响进行了数值仿真研究。仿真结果表明，入口速度为0．3～8
为了在φ3.2m风洞中开展战斗机大迎角进气道特性试验研究,结合该风洞开口试验段及支撑装置的特点,研制了能够模拟战斗机进气道流量的小型引射器装置,发展了基于引射器/张线尾
薄膜电阻温度计是高超声速测热试验中一种常用的传感器,多用于激波风洞中。改进薄膜电阻温度计测热数据的后处理方法,分析其原理性误差,提出修正方法,可以进一步提高热流测量
中国空气动力研究与发展中心自行设计的2m×2m超声速风洞于2010年底建成,它是一座直流、暂冲式风洞,采用了全挠性壁喷管技术。喷管总长18m,具有马赫数1.5～4.0的十多个型面
通过在NF-3低速风洞专门研制的翼型模型及相应的俯仰和沉浮振动机构,选用NACA0012翼型进行大迎角下不同频率的振动实验,研究了模型振动平均状态下对其气动力特性的影响情况,
针对压敏漆工程应用的迫切需求,开发了压敏漆图像数据处理软件。采用了两种图像配准方法,并对二者的配准效果进行了对比。介绍了两种图像数据三维还原方法,采用直接线性变换将二维图像坐标与模型空间坐标联系起来,得到了模型表面的真实压力分布数据。引用作者在超声速风洞中完成的三角翼模型压敏漆试验的部分结果,验证了图像数据处理程序的有效性。
近年来,随着飞行器研制不断高速化发展,一些型号要求在超声速条件下实现级间分离与网格测力试验。为了实现超声速飞行器级间分离与网格测力风洞试验,利用FL-23跨超声速风洞独