1、注册鼎盛会员 登录 鼎盛田圆 论坛 搜索 导航 violet orange brown gray purple greyish-green green red blue公共消息 (24)鼎盛防务论坛 鼎盛军巢 中国风洞技术进展返回列表 发 帖 小愤 1# 跳转到 倒序看帖 上将打印 字体大小: tT 发表于 2007-2-5 00:58 | 只看该作者 中国风洞技术进展中国, 空气动力学, 风洞, 进展, 科技低跨超专业委员会是中国空气动力学会下属的专业委员会之一，是一个全国性非营利的、公益性的学术性社会团体，由低跨超空气动力学科技工作者组成，是全国低跨超科技工作者之家。在中国空气动力学会领导
2、下，低跨超专业委员会坚持“以人为本，科学发展”的理念，围绕着“学术创新、服务经济、培养人才、科技普及”的宗旨，重视优秀的中青年科技骨干和学科带头人的培养，团结我国从事低跨超声速空气动力学研究与发展的科技工作者，努力发展同国内外空气动力学机构或学者的友好联系和交往，开展国内外有关空气动力学的学术交流与咨询，参与和组织承担科技成果的评审鉴定、技术规范标准的编制以及专业规则的制定等社会化工作。?nbsp; 专委会成立 20多年来，经历五届领导和委员的共同努力，已成为中国空气动力学会下属九个专业委员会最为活跃，富有成效，富有影响的专委会之一，为培养我国低跨超领域的气动人才，推动学术交流和国际国内合作，
3、信息和成果共享等方面做出了卓越贡献，在国内外气动领域的影响力日益扩大。专委会挂靠单位：中国空气动力研究与发展中心高速所 办公地址：四川安县 101信箱，邮编：622661版权所有：2006-2010 低跨超声速专业委员会 本帖最后由 王三 于 2007-7-29 18:09 编辑 Main_banner.jpeg (67 KB) 收藏 分享 0 0 顶 反对 小愤 上将2# 发表于 2007-2-5 01:11 | 只看该作者 先进战斗机前机身模型大攻角激光蒸汽屏流动显示试验研究 李其畅 胡成行 摘要：本文给出了某先进战斗机前机身在 =0.400.70 和攻角=2540激光蒸汽屏流动显示结果。
4、试验结果表明：a）机头涡在现有试验条件下基本上是对称的；b）鸭翼涡在大攻角下已破裂，鸭翼后的尾迹区在 2530和 40时出现不对称。 航空学报ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA2002 Vol.23 No.6 P.560-563 大迎角下鸭翼涡与边条涡的干扰特性CHARACTERISTICS OF CANARD VORTEX INTERACTION WITH STRAKE VORTEX AT HIGH INCIDENCE马宝峰 刘沛清 邓学蓥 摘 要：在风洞测力、水洞染色线和激光片光实验的基础上,对翼身组合体鸭翼边条翼布局大迎角涡系干扰机理进行了分析
5、和探讨,揭示了该布局增升的机理.鸭翼涡位于机翼内侧,其与边条涡的相互诱导致使边条涡向外翼偏折,既改善了外翼的流态,又使机翼前缘涡量卷入边条涡,增强了边条涡的强度,从而延迟其破裂.两方面的共同作用,提高了主翼的涡升力,起到增升作用.关键词：鸭式布局;边条;大迎角;涡干扰;流动显示分类号：V211.41 文献标识码：A文章编号：1000-6893(2002)-06-0560-04不用婆婆妈妈解释，只此一句注定棍子的能力：“鸭翼后的尾迹区在 2530和 40时出现不对称”。联系起棍子 PK筷子避免格斗的试飞员八股与各种零碎信息，似乎说明棍子可控攻角限定在 25度，而 25度似乎就是设计值。筷子根据普
6、遍的认识，可以在 2830 度。或者说在攻角方面，棍子不会比筷子更好。 本帖最后由 王三 于 2007-7-29 18:10 编辑 TOP 3# 发表于 2007-2-5 01:13 | 只看该作者 大型飞机 2.4米风洞铰链力矩试验技术 摘要：铰链力矩试验的目的是确定飞行器各操纵面的最大铰链力矩，为舵机功率的设计、舵机的选取、飞行器的结构设计提供依据。为了在 2.4米风洞中建立大型飞机铰链力矩试验技术，对大型飞机操纵面的铰链力矩试验方法和天平进行了专门研究，解决了纵横向尺度大、重量大的操纵面铰链力矩测量技术难题，研制了大尺度、大载荷、结构形式创新的片式和杆式铰链力矩天平，保证了操纵面的气动外
7、形，提高了测量结果的可靠性和准度，首次在国内大型高速风洞（2.4 米2.4 米风洞）中建立了大型飞机操纵面的铰链力矩试验技术。该项试验技术已成功应用于飞机方向舵、升降舵铰链力矩试验，取得了满意的结果。 来源：中国空气研究与发展中心 ?nbsp; ?时间：2006-9-14 本帖最后由 王三 于 2007-7-29 18:10 编辑 小愤 上将TOP 小愤 4# 发表于 2007-2-5 01:14 | 只看该作者 超声速弹舱流场气动声学特性 张林 胡成行 蒋卫民 李桦 罗新福本文介绍了在气动中心高速所 0.6m?.6m风洞中开展的超声速弹舱流场气动声学特性研究情况。试验 M数范围为 1.191
8、.783，模型迎角 0，模型长深比范围 6.015，宽深比为 5.6。试验结果表明：对于开式的弹舱流动，弹舱内存在多个强烈的噪声峰值，这些峰值将诱发结构振动，导致结构疲劳；对于闭式的弹舱流动而言，弹舱内没有大的噪声峰值。 来源：中国空气动力研究与发展中心 ?nbsp; ?时间：2006-9-14 摘要： 本帖最后由 王三 于 2007-7-29 18:10 编辑 上将TOP 小愤 上将5# 发表于 2007-2-5 01:15 | 只看该作者 5 米立式风洞成功进行我国首例真人模拟空降训练试验 姚 杰 利用立式风洞进行跳伞训练是目前世界诸多国家提高空降兵和飞行人员跳伞技能的一种新的训练方法和手
9、段，具有提高训练效益、缩短训练周期、减小训练风险等优势。当 2005年 9月我国第一座 5 米立式风洞建成通气后，气动中心低速所科研人员就开始进行利用立式风洞进行空降训练新训法研究，在不到一年的时间内完成了资料搜集、风洞防护设施建立等工作，并成功进行了假人模拟空降训练等系列试验。2006 年 3 月 29日气动中心低速所在立式风洞成功进行我国首例真人模拟空降训练试验。该试验的成功不仅填补了我国利用风洞进行跳伞训练的空白，还为创新我空军跳伞训练方式和手段开辟新路，为开展空军伞兵滑翔特性和姿态控制方法研究提供了新的理想平台。 来源：中国空气动力研究与发展中心 ?nbsp; ?时间：2006-9-1
10、4 本帖最后由 王三 于 2007-7-29 18:10 编辑 TOP 小愤 上将6# 发表于 2007-2-5 01:16 | 只看该作者 中国空气动力研究与发展中心低速所大攻角试验能力取得新进展 刘志涛 张 晖 未来高性能战斗机，必须具有高敏捷机动性, 特别是过失速机动飞行的能力，战斗机取得过失速机动能力的基本条件是良好的大攻角性能。风洞试验是研究飞行器大攻角气动特性的主要手段。国内进行风洞静态大攻角试验已有多年，采用的支撑装置不同程度地存在着支撑刚度弱、数据衔接不理想和大攻角横向支架干扰较大等问题。为解决以上问题，低速所建立了 8米6米风洞特大攻角试验装置、3.2 米风洞张线尾撑装置。?
11、nbsp; 8米?米风洞特大攻角试验设备是 8米6 米风洞最新配套的多用途支撑系统，其主要用途包括三个方面：?nbsp; a. 支撑战斗机模型完成特大攻角状态测力、测压试验任务，其攻角连续变化范围达 0120，侧滑角变化范围达30，模型最大翼展达 2m。?nbsp; b. 支撑大尺度模型（最大翼展达 6m）完成常规测力、测压、地效试验任务，攻角连续变化范围达-1030，在特定条件下，攻角可扩展到 70以上。?nbsp; c. 支撑特殊模型进行特种试验，包括细长体模型（导弹、鱼雷等）、车辆模型、螺旋桨模型、动力模拟试验模型等等。?nbsp; 该设备主要特点有：?nbsp; a. 模型支撑方式多样
12、，可满足常规和大量特种模型支撑和姿态变化需要；?nbsp; b. 系统刚性强、变形小，模型支撑牢固；?nbsp; c. 机构运行灵活，模型姿态变化定位精确；?nbsp; d. 支架干扰较小。?nbsp; 3.2 米风洞张线尾撑装置主要由张线挂架、张线、张线接头、尾支杆、尾支杆接头、尾支杆底座和 形支撑杆等部分组成。装置性能参数：攻角变化（连续或步进）范围-180180，侧滑角变化范围-3030，控制精度0.02。?nbsp; 该装置主要特点如下：?nbsp; a. 支撑方式灵活，可进行模型尾撑、背撑和腹撑试验；?nbsp; b. 支撑刚度强，安装方便，易于调节；?nbsp; c. 可实现模型姿
13、态角变化范围大、控制精度高；?nbsp; d. 横向支架干扰小，纵向支架干扰扣除方便。?nbsp; 利用上述试验装置进行的 YF-16模型风洞试验表明：试验数据精度达到国军标合格指标要求，且部分达到国军标先进指标要求；8 米6 米风洞特大攻角试验装置、3.2 米风洞张线尾撑装置和弯刀尾撑三种支撑装置试验结果吻合较好，试验结果合理可靠。?nbsp; 8米6 米风洞特大攻角试验设备和 3.2 米张线尾撑装置的建立，大大丰富了飞行器低速风洞大攻角测力试验的支撑系统。新的支撑装置设备技术方案合理，模型支撑牢固、姿态角变化灵活、使用性能优良，将会在大攻角风洞试验中发挥重要的作用。 来源：中国空气动力研究
14、与发展中心 ?nbsp; ?时间：2006-9-14 本帖最后由 王三 于 2007-7-29 18:11 编辑 TOP 小愤 7# 上将发表于 2007-2-5 01:20 | 只看该作者 2.4米风洞外挂物捕获轨迹试验装置研制成功 黄叙辉 2.4米风洞外挂物捕获轨迹试验装置研制项目经过六年的刻苦攻关，于 2005年 10月顺利调试成功，实现了预期的研制目标。2.4米风洞作为亚洲最大的跨声速风洞之一，具有风洞尺度大、模拟真实、试验精度高等优点，该套 CTS试验设备的研制成功，满足了我国飞行武器型号研制的急需，对推动国防建设的发展具有特别重要的意义。?nbsp; 2.4米风洞外挂物捕获轨迹试验
15、装置安装在 2.4米风洞半模试验段上壁，它具有六个运动自由度，轴向为 1800mm、横向为 1640mm，铅垂向为 1620mm，线位移重复定位精度均为0.1mm；俯仰角和偏航角均为45，精度为0.05；滚转角达到了330，精度为0.1。风洞试验采用 X型飞机模型外挂 500kg 低阻弹、X 型飞机模型外挂 X型导弹进行了自由流测力试验和分离轨迹测量试验，试验马赫数 M最大达到了1.2，试验结果变化规律合理，重复精度高，与 1.2米跨超声速风洞早期的试验结果具有很好的一致性；试验中该设备运行正常、安全稳定、使用维护方便，达到了设计研制的技术指标要求，应用取得了圆满成功。?nbsp; 2.4米风
16、洞外挂物捕获轨迹系统可以直接用于多种等国家重要型号研制提出的在宽速域、大角度、大侧滑角条件下投放/发射各种外挂物的分离轨迹测量与精确模拟，具有重大的军事应用价值和广阔的应用前景。 来源：中国空气动力研究与发展中心高速所 ?nbsp; ?时间：2006-9-14 2.4米跨声速风洞 TPS试验设备改造进展情况 林 俊 ?nbsp; 2.4米跨声速风洞 TPS试验设备改造项目包括 TPS单元研制、TPS 短舱校准、国内配套建设及系统综合调试四大部分工作，于 2004年 1月进入工程实施阶段。?nbsp; 通过对外合作，引进了两台 AEF0136A TPS模拟器及其油润滑系统，并于 2005年 9月
17、通过现场验收。2005 年 1011月圆满完成 1和 2高速 TPS短舱校准试验。?nbsp; 国内配套建设主要包括阀门管道系统、加热系统、测控系统、空气桥系统、天平及模型等六大部分的研制。目前已经完成了：天平带空气桥系统的静态校准，涡轮驱动气体流量控制调试，涡轮驱动气体流温度控制初步调试，短舱地面静态试验。结果表明：空气桥系统的设计是成功的，对天平测值的干扰小于 0.3；TPS 涡轮驱动气体的流量波动可以控制在 1g以内；加热系统关键硬件及软件设计合理；安全监控系统的设计完全成功；静态试验重复性精度达到国际先进水平。?nbsp; 该项目的完成，将填补我国高速风洞动力模拟试验技术的空白，为大型
18、飞机推进/机体一体化设计提供必须的试验平台和有力的技术支持。 本帖最后由 王三 于 2007-7-29 18:11 编辑 TOP 小愤 上将8# 发表于 2007-2-5 01:22 | 只看该作者 应用“高压放电”实现流动主动控制研究取得初步成果 黄勇 在上世纪 20年代中期，保罗别费尔德和托马斯汤森布朗发现了所谓的 Biefeld-Brown效应，即当对一个电容加上高压时，电容将表现出一种移向它的正极的运动趋势。在上个世纪九十年代，Biefeld-Brown 效应受到了主流科学家的关注。美国 B-2轰炸机出现后，由于人们猜测 B-2可能使用了“电空气动力学”技术使其具有很高的推进效率，“高
19、压放电”技术逐渐成为国际航空界研究的热门领域。目前国内外研究的重点主要集中于“飘升机”的飞行试验验证和飞行机理研究。?nbsp; 国内外对“飘升机”的研究发现，“高压放电”在产生升力的同时伴随有空气的流动，但对“高压放电”与空气相互耦合作用的研究几乎没有开展。从空气动力学研究的角度看，摸清“高压放电”与空气相互耦合作用规律，进而掌握“高压放电”流动主动控制技术，无疑对现役飞机气动性能的改进及新一代飞机的研制有潜在的重要应用价值。?nbsp; 气动中心低速所以研究“高压放电”对空气作用规律为切入点，研究了应用“高压放电”实现流动主动控制的可行性，取得了初步成果。通过测力和 PIV流场测量技术，研
20、究了“高压放电”前后“飘升机”模型表面空气流动规律以及静止空气中平板模型、表面空气流动规律，对电极距离、组合方式、电源电压等参数的影响进行了验证。?nbsp; 研究表明：（1）“高压放电”作用能产生推力，产生推力的同时伴随着周围空气反向加速运动；（2）无论在平面或曲面（试验的曲率范围内）上布置电极，“高压放电”均能使空气加速运动；（3）在试验风速范围内，“高压放电”作用对模型绕流有显著的控制作用；（4）电压、极间距离、铝箔宽度、电极绝缘性、模型表面绝缘性、空气湿度等因素对“高压放电”流动控制作用大小有显著影响。 来源：中国空气动力研究与发展中心 ?nbsp; ?时间：2006-9-14 本帖最
21、后由 王三 于 2007-7-29 18:11 编辑 TOP 小愤 上将9# 发表于 2007-2-5 01:25 | 只看该作者 航天空气动力技术研究院 FD-09风洞外式张线天平研制成功 辛树鹏 随着航空、航天事业的发展，飞行器的形状越来越复杂（尤其尾部形状），对风洞试验数据的准度提出更高的要求，单纯的尾部支撑已经不能完全满足飞行器发展的要求。为解决以上问题，FD-09 风洞在 2002年开始引进外式张线天平系统，经过四年的刻苦攻关，在中外双方科研人员的共同努力下于 2006年研制成功，在 2006年 8月进行的 DBM01模型风洞试验表明试验数据精度达到国军标先进指标要求。 图 1 张线
22、天平系统示意图图 2 标模风洞试验照片?nbsp; 张线天平安装在试验段上方的平台上，模型用张线吊挂在天平上。模型上有三个吊挂点，前方有两个吊挂点，相对风洞不动；后面有一个吊挂点，系在天平的攻角机构上，可上下移动，改变模型的攻角。天平通过张线将作用在模型上的气动力传到位于试验段外的力的分解、传递及测量机构。张线天平的试验角度范围是： 攻角连续变化：2042； 偏航角连续变化：4545（必要时可 360连续变化）。?nbsp; 这种张线天平支撑形式主要特点是：1. 支撑干扰小、天平测量精度高、通用性强，有利于做尾部构形复杂的模型试验；2. 张线天平的存在对试验段流场干扰较小，保证模型区域的流场品
23、质满足 GJB 1179-91的要求；3. 天平在试验段内的所有部件易拆装，进行尾支模型试验时，试验段内没有张线天平的部件；4. 张线天平与试验段的基础分开，避免试验段的振动对天平测量数据的影响。5. 模型设计、加工以及拆装方便。?nbsp; 外式张线天平的研制成功将增加低速风洞试验的试验项目。新的支撑装置设备技术方案合理，模型支撑牢固、姿态角变化灵活、使用性能优良，必将会在低速风洞试验中发挥重要作用。 来源：航天空气动力技术研究院 ?nbsp; ?时间：2006-10-27 本帖最后由 王三 于 2007-7-29 18:11 编辑 2006.10.27_11.24.46_9373.jpeg
24、 (18 KB) 2006.10.27_11.24.56_2326.jpeg (21 KB) TOP 10# 发表于 2007-2-5 01:27 | 只看该作者 耦合振荡动态气动特性及支架干扰试验研究 刘志涛 为了更真实地获得战斗机超机动飞行中的动态气动特性，低速所研制了耦合振荡试验装置及控制系统，在低速所 3.2 米风洞进行了 SDM标模和 J7E模型大振幅耦合振荡及动态支架干扰试验研究。试验主要内容包括：SDM 标模俯仰/滚转耦合振荡和偏航/滚转耦合振荡试验，研究了减缩频率和平衡角等参数对动态气动特性的影响；J7E 模型大振幅俯仰振荡背撑支杆、尾撑支杆干扰试验，研究了支杆干扰及减缩频率等
25、参数对其的影响规律。?nbsp; 通过试验，得到如下主要结论：（1）耦合振荡试验系统性能可靠，较好地满足了试验的要求；（2）模型耦合振荡运动中的动态气动特性较单自由度振荡时有较大差别，如俯仰/滚转振荡中，随减缩频率增大，滚转力矩迟滞环减小；（3）中、小迎角下，尾、背支杆均使升、阻增大；减缩频率对支杆干扰量和干扰规律影响不大；尾支撑方式下支杆的干扰量较背撑方式下略小。 来源：气动中心低速所 ?nbsp; ?时间：2006-10-27 本帖最后由 王三 于 2007-7-29 18:12 编辑 小愤 上将TOP 小愤 11# 发表于 2007-2-5 01:27 | 只看该作者 我国首座下吹式串联
26、双试验段直流边界层引导风洞建造成功 吴世俊 为了更好地研究大气边界层风洞建设的各项技术指标，气动中心设备设计及测试技术研究所利用原有电机风扇动力系统、稳定段及蜂窝器等部段（件），建造了我国首座下吹式串联双试验段直流边界层引导风洞。为了确保风洞总体性能、试验段尺寸以及满足风环境烟气与风雪载荷实验等试验要求，在风洞总体气动布局方面采用了以下国内低速风洞中未曾采用过的设计：?nbsp; 1. 采用风扇安放在试验段上游的直流下吹式风洞总体布局方案；?nbsp; 2. 在风扇段下游管道与稳定段之间采用大开角扩散段（内置保证气流均匀扩散，防止气流分离的装置），可以有效地缩短风洞总体长度；?nbsp; 3.
27、 在高速试验段下流的排气扩散段采用大开角排气段；?nbsp; 4. 在离风洞进排气口一定的位置设置进排气口导流锥，提高风洞进气口的气流均匀性，降低气流排气扩散过程的压力损失，可有效地防止因进排气不畅引起的气流速度波动等问题。 本帖最后由 王三 于 2007-7-29 18:12 编辑 2006.10.27_12.1.12_9639.jpeg (53 KB) 上将TOP 小愤 上将12# 发表于 2007-2-5 01:32 | 只看该作者 战术导弹大攻角气动特性计算 周 岭 引言工程计算方法具有计算成本低及计算快速的优点，同时计算精度可满足工程设计要求，因此国内外在战术导弹方案选型阶段大多采用
28、它来估算导弹的空气动力性能和操稳特性。这些工程方法中比较熟悉的有：DATCOM 方法、美国海军 Moore方法和NEAR公司的 MISL3方法等。这些方法的成功很大程度建立在其庞大的基础风洞试验数据库上，如美国三军数据库（Tri-service），其单独翼试验范围覆盖：M=0.64.5，a=0 骸?5海 我夤鲎 恰酪淼恼瓜冶确段?.25 4，平面形状见图 1。美国在型号研制过程中，为摸清特定布局的气动特性也不惜巨资进行风洞试验研究，如为研究“标准”舰空导弹对极小展弦比布局导弹进行了超过 1000次的风洞试验（分别为1.2m和 2.4m量级风洞）。国外在工程计算研究方面的步伐一直未曾停止，并随着
29、 CFD方法的快速发展而发展，如美国海军Moore方法从最初的 AP72版本改进到了最新的 AP05版本，NEAR公司也有从 MISL1、MISL2、MISL3、M3F3CA 到 M3HAX的不同程序版本等。随着作战飞机的机动性和速度的进一步增加，对战术导弹研制的要求也愈来愈高，主要表现在导弹的飞行速度范围扩大、导弹机动性增强、射程进一步提高和快速响应等。先进防空导弹如美国的“爱国者”和俄罗斯的 S-300导弹的法向过载为3040g，我国某导弹也在国内进行了攻角高达 60的风洞试验等。在这样的飞行范围，导弹的非线性气动特性逐渐占据了主要地位。导弹在大攻角下表现的非线性气动特性极其复杂，在亚、跨
30、、低超声速范围，它包括导弹头部、后体、翼面产生的涡及这些涡之间的相互干扰和在弹体上诱导的影响等，而在M2.0 之后的超声速范围，非线性气动特性则主要由迎风侧的激波和背风侧的膨胀波决定。以文献战术导弹大攻角纵横向气动力计算程序. 赵协和. CARDC-2，1991为代表的战术导弹气动性能计算程序（AFTM）在国内的战术导弹研制部门中得到了推广应用，节省了吹风费用，同时对其外形设计起到了推动作用。该程序适用的攻角范围为-4040，当攻角超过40后，计算精度将会逐渐减低，因此面对导弹研制对气动力研究提出的新要求，急需研制适用于更大攻角范围的计算方法。1 计算方法简述本研究将导弹分为前体段、前翼段、后
31、体段和尾翼段。在一定攻角下，前体、后体、前翼的四个翼片和尾翼的四个翼片均有脱体涡产生，计算中所使用的涡系如图 2所示。前体及后体按单独体计算，前翼与尾翼也按单独翼计算，但后体的攻角为考虑了前翼之下洗的有效攻角，前翼的攻角为考虑了前体体涡下洗、翼身干扰和翼翼干扰的当量攻角，尾翼的攻角为考虑了后体体涡及前翼翼涡下洗、翼身干扰和翼翼干扰的当量攻角。对各部件的法向力及其力矩进行矢量叠加即可得出全弹的气动特性。当导弹有侧滑时，两片翼翼段的迎风侧和背风侧翼片会产生由侧滑引起的升力干扰。对十字翼来说，有侧滑时不但迎风侧和背风侧的翼片之间有升力干扰，而且两个相邻翼片之间亦会产生升力干扰，这种相邻翼片间的干扰一
32、般是抵消侧滑效应的。翼翼干扰对导弹横向气动力计算有着极其重要的影响，尤其对涡升力展向作用点位置的影响。本程序中我们把翼翼干扰 炕凰阄 绷坎嗷 牵 褂檬 导扑惴椒 醇扑悴嗷 跋欤 行 靥岣吡撕嵯蚣扑憬峁 木 取允 忠矸直鸺俏?、2、3 和4号翼，则 1号翼（正上方）的当量攻角及当量侧滑角计算公式为（1）本研究对其中的翼身干扰因子、弹翼下洗和单独体计算等作了适当修改补充，为适应特大攻角计算功能，使用了 DATCOM方法、美国 AEDC、NASA 及三军数据库（Tri-service）和半经验（Semi-empirical）方法。2 计算结果与比较用本方法对 AR=0.54、l=01 的单独翼进行了
33、一系列计算。图 5表示对 AR=2.0、l=0.5 的截尖三角翼计算结果，计算 M= 4.6，迎角直到 60，实验结果取自文献Stallings R. L. Jr，Lamb M. Wing-Alone Aerodynamic Characteristics for High Angles of Attack at Supersonic Speeds. NASA TP-1989， July 1981。由该图可见，本计算结果与实验数据非常一致，其中法向力计算误差小于 3%，压心计算误差小于1%根弦长度，值得注意的是，在攻角超过 40以后，本计算方法精度依然很高，有效弥补了 Polhamus-Lam
34、ar“吸力比拟”方法在攻角超过 40范围计算精度较低的缺陷。对全弹模型，本文以 B1T14模型和麻雀 3导弹为例进行了计算，并与试验结果进行了简单地比较，图中的曲线均表示计算结果。B1T14模型为简单的舵身组合体模型，弹身为尖头拱柱体，头部长细比为 3，全弹长细比为 10，尾舵为平板三角翼。试验在CARDC中心 FL-24风洞中进行，最大攻角为 46骸赏?可以看出，M=0.8 和 1.2时，本程序对 B1T14模型的法向力计算很准确，计算精度一般在 5%以内，而全弹压心计算误差则在 1%全弹长以内。麻雀 3导弹为正常布局式导弹，前翼为截尖三角翼，后翼为三角翼。试验结果取自国外风洞试验数据，试验
35、的最大攻角为 48骸扑闾跫 狹=0.8 和 3.0。由图 7可见，法向力计算误差在 3%以内（除了 M=0.8、攻角超过 40菏蔽蟛钗?%），压心计算总体靠前，其误差约为 3%全弹长。3 结论随着战术导弹机动性的增加，对战术导弹大攻角计算的要求也日益增高。本研究基于理论分析、部件组拆方法、CFD 数值计算解和实验数据库等，发展了一种可计算高达 60 汗堑恼绞醯嫉 碳扑惴椒 梅椒视玫穆砗帐 段 荕=0.45，展弦比范围是 0.24，攻角范围是-60 骸?0 海 嗷 嵌允 忠淼嫉 此涤牍欠段 嗤 缘矫娴嫉 此翟蛳抻凇?0 褐 冢 鲎 强稍?60 褐 诒浠 嫫 蔷 灾翟蛳抻?0 褐 凇痉椒 扑憔 任
36、 蛄 扑阄蟛钚?%，压心计算误差小于 3%全弹长，与 MISL3和 Moore方法计算精度相当。本方法对战术导弹性能预估及大攻角研究有着较高的工程实用价值，已在型号研制部门中得到乒阌 谩?br / 需要说明的是，单独弹翼超声速大迎角时由于无涡破裂现象，其非线性法向力一直存在，这使得其气动特性计算反而相对简单，但对亚跨声速范围，大迎角时脱体涡将破裂，涡破裂后弹翼会呈现极其复杂的气动特性，计算起来更具难度。通过计算表明亚跨声速范围计算精度相对要低一些，如果能够获得更可靠的亚跨声速大攻角范围单独弹翼实验数据库，则计算精度会得到更好的提升，这也是今后研究的方向。 本帖最后由 王三 于 2007-7-2
37、9 18:12 编辑 2006.12.7_16.27.6_4811.jpg (81 KB) TOP 小愤 上将13# 发表于 2007-2-5 01:32 | 只看该作者 低速所结冰风洞立项取得圆满成功 冉学军 2006年 10月 11日，国家发改委批复，同意将结冰风洞列入国家高技术产业发展项目，并由气动中心低速所承建。这标志着低速所结冰风洞立项取得圆满成功。?nbsp; 项目建设的工程目标是：建成综合性能指标达到世界先进水平的结冰试验和声学试验设施，形成我国独立研制先进航空航天飞行器的试验平台，成为飞机结冰研究、防（除）冰技术验证和降噪技术研究的地面试验中心，提高我国民机自主研制能力，满足军
38、民航空装备的结冰防护试验研究需要。项目建设的科学和应用目标是：开展结冰机理和理论研究，研究不同气象条件对飞行器结冰冰型的影响，以及不同冰型和冰积累过程对飞行器空气动力特性的影响，保障飞行器在结冰气象条件下飞行安全，提高军民用飞机的全天候飞行能力，为武器装备研制提供完整、连续、可靠的风洞试验有关的数据产品和应用成果，使我国在相关领域的研究和应用水平进入国际先进行列。?nbsp; 多功能结冰风洞建成后，与低速所的其它设备配套使用，将成为我国结冰和气动声学技术研究的地面试验中心，进一步拓展我国低速空气动力的研究领域，使低速所向建设世界一流的低速空气动力研究所的目标迈出坚实的步伐。 来源：气动中心低速所 ?nbsp; ?时间：2006-12-7 本帖最后由 王三 于 2007-7-29 18:13 编辑 TOP 返回列表 鼎盛防务论坛 ( 苏 ICP备 05030048)|联系我们 |论坛统计|WAP| 流量统计 GMT+8, 2010-9-11 00:50. Powered by Discuz! 7.2 2001-2009 Comsenz Inc.
