风洞翼型天平校准技术

为了满足多分量风洞特殊翼型测力天平校准的要求,文中开展了校准加载装置的优化设计与校准方法研究,解决了加载装置初始精密定位、载荷精确加载、力的准确传递与加载方案优化、数据分析处理及精准度计算等多项关键技术。介绍了自行设计的专用校准加载装置,并利用其完成了一台多分量特殊翼型测力天平的校准。提出了针对特殊翼型天平校准中的单元加载、交叉加载、综合加载等校准与数据处理新方法。实验结果表明,获得的天平公式能够正确模拟和满足风洞实验模型的实际工作状态要求,实验数据可靠,实验精准度高。     

大展弦比轴对称气动布局应用研究

以大展弦比轴对称气动布局为研究对象,通过数学仿真计算和风洞试验得到大展弦比轴对称气动布局的升阻力特性和弹翼受力情况。考虑到弹翼在气动载荷作用下会产生上翻现象,分析了弹翼上翻5°和10°时对全弹升阻力的影响。针对大展弦比气动布局采用折叠式弹翼组件的特点,分析了弹翼展开机构不同步对全弹气动特性的影响。结果表明,弹翼上翻对升力影响较大,对阻力影响可以忽略; 弹翼展开不同步对全弹气动特性影响较小。根据小型无人机载弹作战任务,提出了大展弦比轴对称气动布局在无人机弹药上使用的建议。     

动态实验微量滚转力矩天平测试技术研究

文中针对战术导弹模型动态气动特性风洞实验对微量滚转力矩测量提出的特殊要求,开展了动态气动特性风洞实验微量滚转力矩测量技术研究,成功地研制了一台五分量高灵敏度高精度微量滚转力矩动导天平,并完成了动导天平的静态校准、风洞实验和性能评估。实验结果表明,天平设计灵敏度合理,抗干扰能力强,实验精度高,满足战术导弹模型动态气动特性风洞实验微量滚转力矩测量要求。     

带两台冲压发动机的战术导弹的通气模型风洞实验技术研究

对一个带有双发动机的战术导弹通气模型在测力、测压内外流气动特性上的测量结果表明:导弹进气口通气与不通气加堵锥状态对全弹气动特性的影响不容忽视,进而说明导弹通气模型实验是十分必要的。     

头部外形对无人机气动/隐身性能影响

为研究头部形状对无人机气动/隐身性能的影响,建立了头部外形改进前后的分析模型。基于FLUENT和物理光学法,研究了不同状态下的气动/隐身性能影响,提出气动性能影响分析的相对变化率概念。结果表明,头部外形改进可明显提高无人机气动性能,迎角4°时,升力系数相对增加率、阻力系数相对减小率、升阻比相对增加率分别为0.2258%,5.505%,6.065%;头部外形改进后,机身下方具有更大面积的高压区而其头部高压区相对较小,增加了升力,减小了阻力;头部外形改进对散射曲线分布影响不大,前向角域RCS曲线向内收缩较大,隐身性能提高,头部外形改进在频率和俯仰角变化时均有隐身性能提升效果,频率增加时,前向角域降低幅值最大可达6.6370 dB,俯仰角变化时可达11.4577 dB;头部外形曲面融合技术可有效提高无人机气动/隐身性能。     

巡航导弹气动布局的发展和分析

叙述了国外巡航导弹所采用的气动布局方案,进而以电磁信号特征为机理,分析了隐身外形布局的特点和效果;又以物理流态特征为机理,通过与后掠翼相比较,计算并分析了采用前掠翼的优越性,研究了桨扇发动机布局对导弹气动特性的影响。也论述了斜翼的气动特性,最后指出应用的前景。     

非圆截面弹体高超声速气动特性研究

针对采用非圆截面构型的弹体,开展高超声速气动特性和流场结构的数值模拟研究,为先进高超声速飞行器气动外形选型进行技术储备。研究结果表明,马赫数5~10范围内,与圆形截面弹体相比,在攻角5~15°范围内非圆截面弹体升力系数增加27%~30%,而阻力特性基本不变,在10°攻角时最大升阻比可达2.7~2.9;非圆截面弹体迎风侧正压力更大,背风侧分离区范围更大且存在较强的旋涡结构,致使背风侧负压力增加,从而产生较大的弹体升力。存在一定侧滑角的情况下,弹体前段背风侧非对称旋涡流动结构,使非圆截面弹体横向静稳定性增加。     

临近空间飞行器气动布局的高升阻比设计

临近空间飞行器的升阻比与最大飞行距离紧密相关,是飞行器设计的核心指标。飞行器气动外形设计是获取高升阻比的主要手段。通过分析影响升阻比的关键要素,明确高升阻比设计需考虑的主要工程约束,提炼了飞行器气动外形高升阻比设计应遵循的一般性设计原则,可对临近空间飞行器气动布局设计提供指导。根据高空飞行条件下飞行器所受阻力特性分析,提出以降低飞行器摩擦阻力为未来应重点关注的设计方向。     

挂架天平测量飞机外挂物运载飞行载荷

为了飞行试验测量外挂物运载飞行载荷,开发了六分量挂架天平。给出了稳定平飞、对称拉起状态下飞行试验获得的外挂物载荷典型结果,利用风洞实验得到的外挂物气动导数计算出相同飞行状态下的外挂物运载气动载荷。结果间比对分析,稳态下载荷大小和规律十分一致,机动状态下的差异值得深入研究。挂架天平用于飞行试验测量外挂物载荷是切实有效的。     

多平面升力体外形设计与气动/隐身性能研究

基于乘波体(Waverider Vehicle,WRV)外形利用多平面设计方法生成了一种多平面升力体(Multi-planar Lift-body Vehicle,MLV),针对乘波体和多平面升力体利用仿真方法开展了气动/隐身性能研究。基于层流方程的数值计算发现与乘波体相比,多平面升力体最大升阻比减小10%,最大升阻比减小量较小;纵向焦心和航向压心相对前移,质心系数取0.55时,纵向静稳定裕度较小,小攻角时需进行静不稳定控制,航向静稳定裕度较大,侧滑角未对升阻比和纵/航向静稳定特性产生明显影响。基于物理光学法(Physical Optics,PO)的雷达散射截面(Radar Cross Section,RCS)仿真计算发现多平面升力体可以实现RCS的整体减缩,在俯仰角60～120°,偏航角-10～10°范围内RCS较大,飞行过程中可通过姿态控制避开此区域。研究结果表明:多平面方法生成的多平面升力体具有较好的气动和隐身性能。     

高速风洞铰链力矩天平进展

铰链力矩测力试验是主要的风洞试验项目之一,作为测力核心的铰链力矩天平受模型外形限制严重,结构不统一,在高速暂冲式风洞中还面临较大的冲击载荷以及天平温度分布梯度大等问题,实现精确测量难度很大.针对该问题,中国空气动力研究与发展中心高速所依靠其风洞硬件以及人才优势,开展了多个项目的铰链力矩天平攻关,经过多年的研究发展,研制出一系列结构独特的铰链力矩天平,基本满足了各类飞行器的高速风洞铰链力矩试验需求.     

国外巡航导弹技术发展综述

巡航导弹具有超低空突防、机动规避飞行、精确制导和隐身等优良特性,在地区冲突和局部战争中,作为空袭的尖兵,已成为夺取战争主动权的有效武器。文中综述了现代巡航导弹作战的技术、战术特点、最新研制动态和发展趋势。     

非常规布局飞艇气动特性的实验研究

文中对两种非常规布局的飞艇进行了低速风洞测力实验,给出了实验结果的修正方法,并对升力、阻力和力矩等空气动力特性进行了比较与分析.结果表明:动升力翼布局的飞艇在动升力提供方面优于升浮一体化布局,而后者阻力系数较小,并且是一种纵向静稳定结构,可以有效的减少结构重量,提高飞艇抵抗阵风的能力.因此,采用非常规的气动布局是减小飞艇体积并提高飞艇抵抗阵风能力的有效解决方法之一.     

新型四分量片式铰链力矩天平研制与应用

受试验模型和天平结构等条件限制,目前高速风洞片式铰链力矩天平精准度不高,而且难以实现轴向力测量,影响试验数据质量。针对该问题,设计了多柱梁对称元件结构以及新型组合式电桥方案,研制出一种可以有效测量轴向力的四分量片式铰链力矩天平,并成功应用于某飞机模型舵面铰链力矩测力试验。校准数据以及试验结果表明,该天平精准度优于常规片式结构三分量片式天平,能有效提高试验数据质量,有很好的应用价值。     

基于响应面法的非圆截面弹体气动设计及优化

非圆截面弹体外形具有更好的气动性能、较大的配平升阻比和配平升力、较轻的质量、较大的容积.选取了4个对非圆截面弹体外形影响明显的设计变量,利用数值模拟的方法研究不同设计变量对其气动特性的影响.同时,提出了旨在提高优化计算效率的响应面方法,并采用Pareto遗传算法对目标函数进行优化求解.研究结果表明,在弹体横截面积不变的情况下,头部波阻在跨声速时占总阻力的一半以上,增大头部长细比与头部倾斜角能有效降低头部波阻.同时,合理配置尾部直径比与尾部倾斜角,可抑制尾部引起的流动分离,降低底部阻力.     

两种弹射方案对旋转发射架的振动影响分析

美国与俄罗斯战略轰炸机内部弹舱能够挂载旋转发射架,以旋转供弹方式发射巡航导弹.如战略轰炸机内部弹舱能挂载和投放炸弹,巡航导弹一般采取外挂式发射.这种发射方式气动阻力大,不利于飞机隐身.为国产轰炸机弹舱设计一种适用的旋转发射架,制定一种新式的投弹方案,不同于美俄主流轰炸机投弹的方式.分析两种投弹顺序下旋转发射架的振动情况.分析结果表明:投弹时保证剩余挂弹对称可减小旋转发射架的离心振动,更适合在国产轰炸机上应用.     

巡航导弹的发展及其在未来战争中的作用

世界格局的变化 ,使巡航导弹的扩散日益加剧。巡航导弹具有超低空突防、机动规避飞行、精确制导和隐身等优良特性 ,在地区冲突和局部战争中 ,作为空袭的尖兵 ,已成为夺取战争主动权的有效武器。综述了巡航导弹作战的技术、战术特点 ,最新研制动态和发展趋势 ;评估对未来作战式样产生的重要影响。     

Gurney襟翼对大后掠三角翼气动特性影响的实验研究

本文通过风洞实验研究了Gurney襟翼对70°大后掠角平板三角翼低速气动特性的影响(基于三角翼根弦长的实验雷诺数为3.16×105).实验结果表明,Gurney襟翼对以涡升力为主的平板三角翼仍有明显的增升作用;在较大的升力系数下,Gurney襟翼使相同升力系数下的阻力系数降低,从而使三角翼升阻比增加;相对高度为2.0%、2.5% 的Gurney襟翼带来的升阻比相对增量最突出,可达40%以上.     

研究开发中的隐身运输机

隐身飞机在常人意识中只与战斗机、强击机、轰炸机和武装直升机有关 ,殊不知现在与运输机也有缘 ,而且至少已有两种机型处在研究和开发中。·双尾型隐身运输机由美国洛马公司研制开发。该机采用后掠上单翼、双垂尾、宽机身总体布局 ,配以翼根动力舱。机长 32 m,翼展 38m,外廓尺寸与 F- 1 1 1战斗轰炸机相近 ,但起飞质量 1 0 0 t。整机外形酷似隐身作战飞机 ,与 F- 1 1 7相接近 ,但气动设计更完善。该隐身运输机作为目标替代C- 1 30运输机的新一代机型之一 ,重视飞机的低速性能和起 /降性能 ,特采用了“上表面吹气”增升技术。吹气增升的动…     

“钻石背”弹翼气动特性数值模拟研究

用计算流体力学与阻力系数工程预估相结合的方法研究了"钻石背"弹翼前、后翼条之间气动干扰以及翼型、前后翼条的相对高度对气动特性的影响。计算结果与实验结果对比表明,在中小攻角,数值计算与阻力系数工程预估相结合的方法是可信的;采用亚声速低阻NACA64-108翼型可明显地增大"钻石背"弹翼的升力,减小阻力,增大升阻比;钻石背"弹翼前、后翼条之间的气动干扰,使升力减小,阻力增大;前翼条在上,后翼条在下的配置能减弱这种不利的气动干扰,并且在计算的范围内,后翼条至前翼条的垂直位置ΔH为9mm时,"钻石背"弹翼前、后翼条之间的气动干扰最小,升阻比最大。