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细长体大迎角非对称流动的高速 PUV 风洞试验研究
贺中;吴军强;蒋卫民;吴继飞
【期刊名称】《空气动力学学报》
【年(卷),期】2014(000)003
【摘要】具有细长前体构型的飞行器在大迎角绕流中会出现明显的非对称涡系流动及其伴随而来的非对称力，该现象受多种因素影响，而其中对压缩性效应的研究相对较少。
在0．6m 亚跨超声速风洞中，采用 PIV 测量技术，对尖拱细长旋成体大迎角非对称流动开展了试验研究。
试验 M 数范围为0．4～1．2，迎角为40°。
试验结果表明：细长体模型在高速情况下仍然存在非对称多涡流动结构；Re 数和压缩性均对非对称涡流动产生明显影响；模型头尖部人工微扰动与非对称涡之间存在确定的响应关系。
【总页数】6页(P295-299,307)
【作者】贺中;吴军强;蒋卫民;吴继飞
【作者单位】中国空气动力研究与发展中心，绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心，绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心，绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心，绵阳 621000
【正文语种】中文
【中图分类】V211.3
【相关文献】
1.可压缩流中声激励对细长体大迎角流动非对称性的影响研究 [J], 范召林;王元靖;侯跃龙;贺中
2.大迎角细长体非对称空间流场特性的试验研究 [J], 顾蕴松;明晓
3.粗糙带对细长体大迎角流动非对称性的影响 [J], 王元靖;范召林;侯跃龙;贺中
4.细长体大迎角流动的非对称特性及声激励控制研究 [J], 范召林;侯跃龙;王元靖
5.矢量喷流对细长体大迎角非对称流动影响研究 [J], 王延奎;张永升;邓学蓥;杨水锋;于晓伟
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战斗机模型大迎角风洞实验的雷诺数影响实验研究
战斗机模型大迎角风洞实验的雷诺数影响实验研究
介绍了两个战斗机模型大迎角风洞实验雷诺数对实验数据的影响,分析了造成这种影响的原因以及为获得能反映高雷诺数流动特点的稳定气动数据所采用的实验模拟技术,重点描述了雷诺数对大迎角俯仰力矩、零侧滑偏航力矩和滚转力矩的影响,探讨了零侧滑偏航力矩(Cn0)对不同的模型头部构型随侧滑角变化的迁移情况.对于大迎角飞行的歼击机,雷诺数的影响不只在风洞实验中存在,在飞机试飞过程中也存在,地面模拟设备应最大限度地提高模拟能力,准确预测雷诺数的影响,给出稳定可靠的实验数据.
作者：程厚梅杨希明孙绍鹏 Cheng Houmei Yang Ximing Sun Shaopeng 作者单位：程厚梅,杨希明,Cheng Houmei,Yang Ximing(沈阳空气动力研究所,沈阳,110034)
孙绍鹏,Sun Shaopeng(中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000)
刊名：流体力学实验与测量ISTIC EI PKU 英文刊名：EXPERIMENTS AND MEASUREMENTS IN FLUIE MECHANICS 年，卷(期)：1999 13(2) 分类号：V211.73 关键词：雷诺数歼击机风洞实验大迎角。
航空动力学中大迎角飞行的数值模拟研究航空工业的不断发展和技术的提升，使飞行器的性能不断提高。
然而，在高速飞行中遇到大迎角飞行时，大量的失速和气动失控等问题都会出现。
因此，为了提高飞行器的性能和安全性，需要对大迎角飞行进行深入研究，并探讨其数值模拟方法。
一、大迎角飞行的特点及挑战迎角是指飞机导流面与来流方向的夹角，也可以称为攻角。
当飞机飞行速度越快，迎角就会越大。
而在大迎角飞行中，飞机所受的空气动力和力矩都会发生变化，从而导致失速、气动失控等飞行品质问题。
在大迎角飞行中，主翼的两侧有时会形成涡流，称为“涡流抬升效应”，此时主翼的升力可以增加两到三倍，但也存在失速问题。
当飞机的迎角继续增加，空气动力变化可能导致飞机失速。
当飞机失速时，主翼表面流体急速分离，形成漩涡并减小飞机的升力。
同时，失速是气动失控的主要原因之一。
在大迎角飞行中，飞机的构型和控制系统也会发生变化。
例如，在战机中，可变后掠翼和可变前缘翼等设计可以在大迎角飞行时保持较好的操纵性和稳定性。
此外，飞机控制系统也需要进行相应的调整以满足大迎角飞行的需求。
二、大迎角飞行的数值模拟方法数值模拟是预测飞机性能和飞行品质的关键工具之一，也是大迎角飞行研究的基础。
数值模拟可以帮助研究人员了解飞机制造时所面临的问题，指导制造流程，减少试验周期并提高飞机设计的效率。
在大迎角飞行的数值模拟研究中，需要考虑多个方面的因素，例如飞机速度、飞机重心位置、气动布局等。
其中，大迎角飞行时涡流的预测和控制也是研究的重点之一。
1. 高精度数值模拟方法在大迎角飞行的数值模拟中，高精度数值模拟方法是一个非常重要的工具。
其中，有限体积法、有限元法和谱方法等都是高效精度的数值模拟方法。
这些方法可以分别用来建立飞机的数学模型，并对其进行高精度的数值模拟。
2. 湍流模型在大迎角飞行的数值模拟中，湍流模型的正确选择和应用也是一个重要的问题。
湍流模型主要分为RANS模型和LES模型两种。
流 体 力 学 实 验 与 测 量 EX P E R I M EN T S A N D M EA S U R EM EN T S I N FL U I D M ECHA N I C S 第12卷 第1期V o l . 12, N o. 1 1998年3月 M a r . , 1998α 风洞大攻角动导数试验技术赵忠良 任 斌中国空气动力研究与发展中心, 绵阳 6210001. 2m 摘要 介绍了1. 2m 风洞攻角达30°的动导数试验装置与测量系统以及在1. 2m 风洞中对标准动态模型 (S DM 模型) 所作的一系列试验结果。
试验的马赫数为0. 6～ 1. 2, 攻角为0～ 30°,振动频率为8～ 14H z , 试验雷诺数为1. 2×107～ 2. 3×107 ƒm 。
试验所得的阻尼导数包括俯仰、偏 航、滚转及滚转引起的偏航动导数随马赫数和攻角的变化表现出明显的非线性, 而减缩频率的 影响并不显著。
天平与测试系统的重复性精度小于15% 。
试验结果与国外文献数据具有很好的 一致性。
关键词 动导数; 动导数天平; 风洞试验技术; 标准动态模型 (S DM )中图号 V 211. 71引 言0 由于现代飞行器常常在跨声速下作大攻角机动飞行, 在此过程中出现许多非线性 动态气动现象。
而对每一种现象的深刻认识和定量测量都需要坚实的技术储备。
“八五”期 间, 我部开展的1. 2m 风洞大攻角动导数试验技术研究, 就是应这种要求而提出的。
早在70年代初, 我部就开展了强迫振动原理的动导数试验技术的研究, 并在0. 6m × 风洞中建立了测量俯仰ƒ偏航、滚转及滚转交叉动导数的试验系统, 其最大攻角为 0. 6m 80 1, 2 。
同时国外各研究机构如美国的 A E D C 3, 4 、德国 D FV L R ƒA V A 5 、加拿大 N A E 6 及 瑞典的 F F A 7 等也相继建立了各自的高速大攻角动导数试验技术, 并都采用 A ED C 基于 F 216简化外形标准动态模型 (SDM ) 作为统一标模来进行风洞校核试验。
某尾吊涡扇布局的轻型公务机高速风洞试验研究与验证摘要：本文简要介绍了某尾吊涡扇布局的轻型公务机的主要设计特点及设计要求，并在国内的FL-26高速风洞进行的风洞试验概况及主要指标的验证情况。
此次风洞试验主要研究了该尾吊布局的三种翼梢小翼构型及尾吊发动机布置的安装角、前后位置对轻型公务机气动特性的影响。
并通过增压试验研究了雷诺数对飞机气动特性的影响。
关键词：尾吊布局；轻型公务机；风洞试验；气动特性A wind tunnel study of high speed aerodynamics on a rear-podedturbofan business jetGao Yifei1(1.Avic General Huanan Aircraft Industry Co.Ltd.，Zhuhai,Guangdong,China 519040)Abstract：This paper presents the design features and requirements of a rear-poded turbofan business jet.The aircraft was tested in FL-26 high speed wind tunnel The test validated that the design goals had been reached. This test was mainly include the chosen of three typesof winglet and different angles of incidence and locations of nacelle and the aerodynamic effects of them.The Reynolds effect of theaircraft was studied through pressurized wind tunnel tests.Key words:rear-poded;business jet;wind tunnel test;high speed aerodynamics0 引言：轻型高效的涡扇公务机如今越来越受到公务航空出行的青睐，尤其是满足先进技术指标的轻型公务机。
风洞试验技术在航空航天领域中的应用研究随着科技的不断发展，航空航天领域迅猛发展，风洞试验技术成为了一个重要的研究工具。
风洞试验是模拟大气环境下的空气流动情况，通过测量模型在不同速度、角度和条件下的空气动力学性能，以研究飞行器设计和性能优化。
本文将重点探讨风洞试验技术在航空航天领域中的应用研究。
一、风洞试验的基本原理风洞试验的基本原理是模拟大气环境下空气流动的物理过程。
通过控制风洞中的空气流速、温度和湿度等参数，使其尽量接近实际飞行条件。
然后将模型放置在风洞中，测量模型受到的空气动力学性能，如升力、阻力、气动特性等。
通过这些数据，研究人员可以评估飞行器在各种飞行条件下的性能表现。
二、风洞试验在航空领域中的应用1. 飞机设计与改进在飞机设计过程中，风洞试验是不可或缺的环节。
通过在风洞中对不同机型的模型进行测试，可以获得模型的气动特性数据，如阻力、升力、迎角等。
这些数据对飞机的性能评估和设计改进具有重要意义。
研究人员可以根据风洞试验结果优化机翼、机身和襟翼等部件的设计，以提高飞机的飞行效率和稳定性。
2. 涡轮发动机技术研究在航空发动机领域，涡轮发动机是一种性能卓越的发动机类型。
然而，涡轮发动机的设计与改进需要大量的空气动力学数据支持。
通过风洞试验，可以测量涡轮发动机模型的压力分布、流量分布和叶片载荷等参数，以验证和优化设计方案。
同时，风洞试验还可以研究涡轮发动机的内部流动特性，为发动机燃烧和冷却技术提供重要参考。
3. 火箭与导弹技术研究在航天领域，火箭与导弹技术的研究同样离不开风洞试验。
风洞试验可以模拟火箭或导弹在大气中的飞行过程，研究其气动特性和控制性能。
通过测量火箭或导弹模型受到的阻力、升力和力矩等参数，可以评估其稳定性和操控性。
这些数据对于火箭和导弹的设计、改进和性能验证具有重要意义。
三、风洞试验技术的挑战与发展虽然风洞试验在航空航天领域中应用广泛，但也面临着一些挑战。
首先，风洞试验需要大量的设备和人力资源，成本较高。
高超声速高焓风洞试验技术研究进展JIANG Zonglin【摘要】The development of high enthalpy wind tunnel and its test technology are the cornerstone to help mankind enter the hypersonic era,and the great progress has been achieved in recent years.High enthalpy wind tunnels with four typical driving modes areintroduced.Those are the air-directly-heated hypersonic wind tunnel,the light-gas-heated shock tunnel,the free-piston-driven shock tunnel, and the detonation-driven shock tunnel.Theories and critical techniques for developing these wind tunnels are introduced,and their merits and weakness are discussed based on tunnel performance evaluation.The measurement techniques are usually included into wind tunnel techniques because that the hypersonic and high-enthalpy flow is a chemically-reacting gas motion and its diagnose needs specially-designed instruments.Three measuring techniques are introduced here,including aerodynamic heat flux sensors,aerodynamic balances, and optical diagnose techniques.These techniques were usually developed for conventional hypersonic wind tunnels and combustion research,and are further improved to measure the hypersonic and high-enthalpy flows.The prospect for developing the experimental techniques of hypersonic and high-enthalpy wind tunnels is presente d from author’s point view.%高焓风洞及其试验技术是助力人类进入高超声速飞行时代的基石,近年来取得了长足的进展.本文首先重点介绍了四种典型驱动模式的高焓风洞,即直接加热型高超声速风洞、加热轻气体驱动激波风洞、自由活塞驱动激波风洞和爆轰驱动激波风洞.通过这些代表性风洞的介绍,讨论了相关风洞的理论基础和关键技术及其长处与不足.由于高超声速高焓流动具高温热化学反应特征,风洞试验技术研究还包含着针对高焓特色的测量技术发展.本文介绍了三种主要测量技术:气动热测量技术、气动天平技术和光学测量技术.这些技术是依据常规风洞试验测量需求而研制的,又根据高焓风洞的特点得到了进一步的改进和完善.最后对高超声速高焓风洞试验技术发展做了简单展望.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2019(037)003【总页数】9页(P347-355)【关键词】高焓流动;激波风洞;高超声速飞行器;气动力/热特性;测量技术【作者】JIANG Zonglin【作者单位】State Key Laboratory of High Temperature Gas Dynamics , Institute of Mechanics , Chinese Academy of Sciences ,Beijing 100190,China) 2.Department of Aerospace Engineering Science ,School of Engineering Science , University of Chinese Academy of Sciences ,Beijing 100049,China【正文语种】中文【中图分类】V2 1 1.70 引言高超声速高焓气体流动主要是指一类动能极高的化学反应气体流动。
第15卷 第3期2001年09月流 体 力 学 实 验 与 测 量Experiments and Measurements in Fluid MechanicsVol.15No.3Sep.,2001收稿日期:1999210213作者简介:范召林(1962-),男,湖南人,中国空气动力研究与发展中心研究员.文章编号:100723124(2001)0320036207高速风洞超大迎角试验技术初步研究范召林,吴军强,贺 中,董臻东,武春祥,刘 伟,朱庆洪(中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000)摘要:大迎角风洞试验技术是先进高机动飞行器研制必需的关键技术。
气动中心发展的高速风洞超大迎角试验技术,包括大迎角机构、模型、天平等。
1.2m 风洞超大迎角试验结果与2.4m 量级的大风洞试验数据具有较好的一致性,试验精度基本达到了××标准对小迎角试验精度的要求,表明1.2m 风洞超大迎角试验技术研究获得了成功。
关 键 词:大迎角空气动力学;大迎角试验;风洞试验技术;支撑干扰;洞壁干扰中图分类号:V211.3,V211.71 文献标识码:APreliminary research on super 2high angle of attack testtechniques in a high speed wind tunnelFAN Zhao 2ling ,WU Jun 2qiang ,HE Zhong ,DON G Zheng 2dongWU Chun 2xiang ,L IU Wei ,ZHU Qing 2hong(China Aerodynamics Research &Development Center ,Mianyang 621000,China )Abstract :High angle of attack wind tunnel test techniques is necessary for development of high 2maneuverability flight vehicles.This paper briefly introduces the high angle of attack test techniques developed by High Speed Institute of CARDC ,which include the high 2angle of attack support rig ,calibration models ,balances and test results.High angle of attack test results of 1.2m wind tunnel agree well with those of 2.4m wind tunnel.The test precision proves that the high angle of attack techniques are successful.K ey w ords :high angle of attack aerodynamics ;high angle of attack test ;wind tunnel test ;support interference ;wall interference0 引 言新一代高性能战斗机和战术弹都要求具有在超大迎角过失速状态下飞行的能力。
如苏227在50°～110°的超大迎角范围内仍具有非常规机动能力,美国第四代歼击机F 222的稳定飞行迎角大于60°,正在预研的下一代歼击机将没有稳定飞行迎角的限制。
大迎角气动力已成为高机动飞行器研制的共同关键性技术,受到空气动力学界的高度重视[1～2]。
由于大迎角流动的极其复杂性,风洞试验仍然是预测大迎角气动特性、研究大迎角流动机理以及探索大迎角气动特性控制技术的主要手段。
美、俄等航空发达国家都在其大风洞中发展了成熟先进的大迎角试验技术,其一系列高机动飞机的研制成功就是例证。
国内高速风洞尺寸偏小,开展大迎角试验技术研究难度较大,其关键技术问题有[3～5]:・支撑干扰影响;・洞壁干扰影响;・大迎角试验天平研制;・大迎角机构的强度和刚度;・模型在风洞中的位置限制;・Re 数效应等。
正因为这些困难,使得国内目前还没有一个实用先进的高速风洞大迎角试验平台,尤其是对迎角大于50°的试验技术研究很少[2]。
气动中心高速所在1.2m 跨超声速风洞中研制了一套全新的大迎角试验装置,成功地解决了影响大迎角试验技术的诸多关键因素,发展了适用于迎角α=-5°～115°,侧滑角β=-20°～20°的超大迎角试验技术[6]。
标模试验结果与2.4m 量级的大风洞试验结果具有较好的一致性,试验精度较高,基本达到了××标准对小迎角试验精度的要求。
笔者简要介绍1.2m 风洞的大迎角试验技术,给出其初步试验结果。
1 大迎角支撑机构简介国内常规高速风洞试验一般采用弯刀机构,在弯刀上预偏β角进行横向试验。
这种机构进行大迎角试验的主要缺点有:图1 模型在风洞中的位置示意图Fig.1 Sketch of model ’s position in wind tnnel ●堵塞度ε较大,一般在3%以上,从而造成支架干扰较大;●大迎角时支架对模型背风面涡流影响显著;●横向试验时,α、β不能独立,模型的真实β角随迎角α增大而迅速减小,这对模型的横向气动特性试验研究是很不利的;●迎角变化范围有限,需使用多个带预偏角的拐头才能进行大迎角试验。
为此,气动中心研制了全新的单臂支撑大迎角机构,如图1所示。
该机构采用分层叠加方式的设计思路,将α机构置于β机构之上,α、β机构各自独立运动,互不干扰。
73第3期 范召林等:高速风洞超大迎角试验技术初步研究83流 体 力 学 实 验 与 测 量 (2001)第15卷机构通过底座与风洞原α机构的下支臂相连,由一套独立的驱动控制系统控制其运动,整个机构除上支臂外均置于风洞下驻室内,有效降低了机构的堵塞度,减小了支撑干扰对模型试验结果的影响。
机构的主要性能指标如下:1.1 运动范围α:25°～115°,分两步实现:25°～60°,50°～115°。
β:220°～20°。
α、β角度运动范围具有以下两个特点:(1)α角一次运动范围达到65°,充分满足了先进飞行器大迎角试验的重点迎角范围α≤65°的需要;(2)β角运动范围达到20°,实现了大迎角、大侧滑角组合。
1.2 运动方式(1)进行模型试验时,机构以固定β连续变α的方式运动,可实现运动范围内的任意α、β组合,α、β机构均具备手动和自动两种控制方式;(2)α机构位于β机构之上,实现了模型α和β角的各自独立变化。
1.3 运动速度α、β机构的运动速度均可在0°～10°/s范围内无级调节,根据试验需要来设定。
1.4 堵塞度β=0°时,模型在风洞中的堵塞度ε≤1.5%;β=20°时ε≤2%。
该套机构的堵塞度比高速风洞常规试验支撑装置的堵塞度小得多,从而把支架干扰减小到最低程度。
1.5 适用的模型尺寸α≤60°时,L≤600mm L W≤600mm S W/F≤3.0%(F=1.44m2)Bα>60°时,L≤400mm L W≤300mm S W/F≤1.5%(F=1.44m2)B其中,L B为模型长度,L W为模型机翼展长,S W为模型机翼面积,F为风洞试验段横截面积。
上述模型尺寸是根据国内外的有关研究经验,并考虑到1.2m风洞的实际情况而制定的,其中α≤60°时,适用的模型尺寸与0.6m风洞常规试验模型尺寸是一致的。
符合上述尺寸要求的模型在1.2m风洞进行大迎角试验时,洞壁干扰较小。
1.6 允许的模型最大载荷轴向力:A=500N 法向力:N=4000N 侧向力:C=800N俯仰力矩:M=600N・m 滚转力矩:L=150N・m 偏航力矩:N=300N・m 2 大迎角试验模型及天平2.1 模型 为了适应α=-5°～115°超大迎角试验时模型堵塞度以及模型在风洞中位置的特殊要求,我们研制了两个大小相似的、适用于不同迎角范围的大迎角试验模型。
图2 CT 21(CT 22)模型外形示意图Fig.2 Sketch of CT 21(CT 22)model 模型的主要几何参数如下CT 21模型(用于α=-5°～60°的试验研究)S W =0.0432m 2;S W /F =3.0%(F =1.44m 2);L B =0.52m ;L W =0.39mCT 22模型(用于α=50°～115°的试验研究)S W =0.0216m 2;S W /F =1.5%(F =1.44m 2);L B =0.3688m ;L W =0.2758m这套模型均由机身、机翼、平尾、双立尾和座舱等五个部件组成,可以进行组拆试验。
模型的几何外形见图2所示。
2.2 天平与常规中小迎角试验不同,大迎角试验更注重对模型C m 、C n 等力矩特性以及侧向力特性进行研究,因此对试验天平也提出了新的要求。
本期试验中,研制了两台大迎角专用内式六分量电阻应变天平及其支杆(6N6232和6N6222)。
6N6232天平用于CT 21模型试验,直径<32mm ,长120mm ;6N6222天平用于CT 22模型试验,直径<22mm ,长104mm 。
天平刚度良好,在整个试验过程中工作稳定,模型无抖动现象,确保了测试精度,其法向力(N )、轴向力(A )、侧向力(C )、俯仰力矩(M )、滚转力矩(L )和偏航力矩(N )的设计载荷及静校误差如下:表1 6N 6232天平设计载荷及静校误差T ab.1 Design load and the static calibration error of 6N 6232b alance单元项目N /N M /N ・m A /N L /N ・m C /N N /N ・m设计载荷30003005006060050校准载荷30003005006060050绝对误差 6.00.6 1.00.12 1.20.1相对误差0.2%0.2%0.2%0.2%0.2%0.2%表2 6N 6222天平设计载荷及静校误差T ab.2 Design load and the static calibration error of 6N 6222b alance单元项目N /N M /N ・m A /N L /N ・m C /N N /N ・m设计载荷800601502020020校准载荷800601502020020绝对误差 1.60.120.380.050.40.04相对误差0.2%0.2%0.25%0.25%0.2%0.2% 由上表可见,两台天平的力矩和侧向力元均达到了较高的精度。
