摘要：现代军机大迎角区域性能对空中作战优势的建立有着重要影响,针对大迎角区域建立合适的数学模型对于飞行仿真、稳定性分析和控制律设计都有着重要作用,并且对于解决飞行安全问题和研究飞机失速和尾旋问题具有重要意义。针对小展弦比飞翼标模的迟滞特性,对状态空间模型进行改进,应用大振幅强迫振荡试验数据建立了非定常气动力模型,采用风洞典型机动模拟试验验证状态空间模型的有效性和适用性。结果表明:本文发展并改进的状态空间模型能够准确预测小展弦比飞翼标模不同机动下的非定常气动力特性,具有较强的工程实用性。

摘要：为了在设计初期开展气动/飞行/控制一体化研究,缩短研制周期,降低研发成本,在FL-10风洞开口试验段建立了水平风洞自由飞试验系统。该系统根据尺寸、质量及转动惯量相似准则设计缩比验证机模型,建立飞行控制系统,在此基础上对系统建模仿真,设计闭环增稳控制律,实现配平迎角稳定飞行。试验结果显示:根据相似准则设计的飞行控制律结构及参数,仿真配平迎角为5°,配平升降舵舵偏为-4.5°,风洞试验迎角控制在(5±0.2)°范围内,由于供电、信号线缆会给试验模型一个正向俯仰力矩,升降舵舵偏控制在-3.2°左右,略小于仿真配平升降舵舵偏。

摘要：为研究后视镜镜臂对其产生的气动噪声的影响,针对某SUV后视镜采用脱体涡(detached eddy simulation)方法分析其流场和近场噪声特性。通过改变镜臂外形设计了两种降噪模型,在航空工业气动院FL-53风洞开展了3个后视镜模型的气动噪声风洞试验。结果显示:通过改变镜臂周围曲率,能够减小涡的尺度,改变涡脱落的方向,降低后视镜尾流区域近场噪声,且风速会影响部分频段的降噪效果;从远场指向性看,3个后视镜在尾流区声压级较大,降噪模型没有改变远场指向性。

摘要：动导数是飞行器操稳特性分析、控制律设计过程中的关键参数。为满足大型飞行器研制对高精度动导数数据的获取需求,中国航空工业空气动力研究院基于4.5 m×3.5 m低速风洞开发了具备5种振荡试验能力的低速动导数试验系统。该试验系统利用伺服液压摆动马达和伺服液压缸作为运动的驱动元件,经过伺服阀的控制直接产生任意波形的强迫运动,具有运动传递间隙小、运动控制精度高、系统自动化程度高等特点。可实现2.5 m量级模型的动导数试验,风速范围30~60 m/s,迎角范围-36°~36°,侧滑角范围-40°~40°。利用动态标模及某翼身融合布局模型进行了动导数验证试验,结果表明该系统获得的动导数数据规律合理,数据精度在3%以内,可为大型飞行器研制提供高质量的动导数试验数据。

摘要：低速风洞大幅振荡试验是飞行器研制,特别是具有过失速机动能力的战斗机研制中,必不可少的试验研究项目。目前国内外已经开展了低速风洞大幅振荡试验,并开展了其他动态试验系统的支架干扰试验研究和大幅振荡试验洞壁干扰的试验研究,但对低速风洞大幅振荡试验结果中的支架干扰修正都没有进行过相应的研究。为了进一步提高低速风洞大幅振荡试验的数据准度,掌握支架干扰影响规律,在FL-51风洞采用两步法对俯仰、滚转和偏航三个模态的单自由度大幅振荡风洞试验的支架干扰进行了测量。两步法支架干扰修正法使用叠加原理,认为辅助支架、映像支架和主支架对模型气动力的干扰作用都是线性叠加关系,没有考虑不同支架之间的相互干扰。通过设计加工专用的辅助支架和映像支架,利用两步法试验获得了单自由度大幅振荡试验支架干扰的影响量。分析发现大幅振荡试验中支架干扰影响量对单自由度大幅振荡试验的准度影响较大,进行大幅振荡试验时,需要进行相应的支架干扰试验,并且支架干扰影响量随频率增大而增大。结果表明大幅振荡风洞试验可以通过两步法进行支架干扰影响修正,进而提高试验结果的准度。

摘要：针对低速增压风洞测力试验,分析气动特性曲线的原始数据源,以天平信号、流场状态和模型姿态为主要对象,结合试验控制流程,从单点数据向量、单车次数据矩阵和同期多车次数据集等维度,研究试验数据的异常检测方法策略,并以此为核心知识库,完成异常数据检测专家系统设计开发。试验过程中系统推理机自动在线执行,经过数据识别、规则推理、逻辑推理和知识迭代,实现原始数据的预检测和预诊断。试验应用结果表明,专家系统对天平桥压异常、线性段跳点和零点检测等异常类型检测敏感度高,为异常数据分析指引方向,提升问题数据排查效率。

摘要：建立适用于工程的大迎角非定常气动力模型,并用于动力学仿真、稳定性分析和控制系统设计,是国内外气动力建模领域研究的重点内容。针对具有高机动性的战斗机布局,应用大幅滚转振荡试验数据建立横向状态空间模型,并且针对大迎角区域气动力的非线性变化对模型进行改进,最后应用试验数据验证了改进后的大迎角横向状态空间模型的预测能力。研究结果表明:改进的大迎角横向状态空间模型能有效提升模型的预测能力,具有较好的工程适用性。

摘要：针对大尺寸缩比飞机模型的气动/运动/控制耦合问题,发展了基于8 m大型低速风洞的虚拟飞行试验技术,开展了4 m尺寸的大展弦比类飞机模型虚拟飞行验证试验,并将试验结果与虚拟飞行环境下的仿真结果进行对比。试验系统功能稳定可靠,设计的试验支撑装置运动范围大、可兼顾单/双/三自由度试验,且满足大载荷受力条件;姿态测量精度优于±0.3°,可实时测量舵面位置且延迟不足0.1 s;俯仰和滚转闭环控制试验响应历程和仿真结果平均偏差不超过5%。研究结果表明,8 m风洞虚拟飞行试验技术能够有效模拟大尺寸缩比模型的机动运动,并具备纵向、航向及横向耦合闭环控制试验模拟能力。

摘要：基于中国航空工业空气动力研究院FL–52航空声学风洞试验条件,对直升机涵道尾桨模型的气动噪声特性进行了试验研究。对试验数据进行了射流剪切层影响修正,获得了涵道尾桨在悬停、前飞状态下的噪声频谱及远场指向性。分析了噪声随桨尖马赫数的变化规律,结果显示涵道尾桨气动噪声符合载荷噪声特性。对比了桨叶沿桨毂周向分布规律对气动噪声频谱特征的影响。获得了悬停和前飞状态下涵道对噪声传播的遮蔽效果影响,悬停状态下尾桨旋转平面内噪声降低约2 dB,前飞状态下尾桨旋转平面内噪声降低5~8 dB。

摘要：针对大涵道比涡扇发动机低频风扇噪声的宽频降噪需求,开展可吸收低频宽带噪声的声衬结构研究,并加工样件进行声学性能验证。该声衬由不同尺寸的带延长颈亥姆霍兹共振器组成,通过耦合不同参数的共振器引入多个共振峰,实现共振频率的拓宽。首先,根据传递矩阵理论建立带有延长颈的亥姆霍兹共振器的表面声阻抗模型,在此基础上,建立不同共振器耦合后的非均匀声衬吸声性能预测模型。然后,以该模型为基础,将宽频噪声的平均吸声系数作为目标函数,利用粒子群算法对共振器的参数进行反演,寻找针对该频段噪声的共振器最优参数。最后,加工制作950Hz的传统声衬和800Hz~1kHz的宽带声衬样件,通过阻抗管试验对比两者的吸声性能。结果表明,宽带声衬的测试结果与预测结果在整体吸声趋势上保持一致,证实了预测模型的有效性和优化结果的准确性,比较吸声系数大于0.8的带宽,传统声衬为100Hz,宽带声衬为230Hz,宽带声衬的吸声频带拓宽113%。