2.4m跨声速风洞大迎角动态试验技术研究

【摘要】：过失速机动是现代高机动飞行器非常重要的性能指标之一。飞行器在大迎角机动飞行时,飞行姿态剧烈变化,会产生十分复杂的气动/运动、运动/运动耦合现象,气动力不仅取决于当时的运动参数,而且与运动的时间历程密切相关,具有强烈的非线性、非定常、强耦合特征。但作为空气动力学重要研究手段的常规风洞试验,目前仍然是在固定姿态角下进行的,给出的气动力是定常气动力,无法有效地描述在大迎角机动飞行时飞行器气动力具有的非线性、非定常特点。导致目前飞行器的气动设计和飞行力学研究基本是以静态试验数据为主的线性叠加模式,气动布局和控制律设计主要以定常气动力数据库为依据,难以纳入非定常气动力的动态影响,由此建立的气动力数学模型必然存在相当的局限性和不确定性。因此建立大迎角动态试验技术以开展相应的试验研究具有十分重要的工程意义。气动中心高速所在2.4m跨声速风洞建立了大迎角动态试验技术,可以开展大迎角俯仰振动、快速拉起、自由滚转及滚转/俯仰双自由度耦合等试验,并可以在相同支撑条件下开展静态大迎角试验和动态大迎角试验的对比研究。为了检验2.4m风洞大迎角动态试验系统的可靠性,需要开展相应的动态试验。本文介绍了三角翼、SDM标模和翼身组合体试验模型的动态试验结果,其中三角翼和SDM标模按照1.2m风洞试验模型等比例放大设计,表明试验系统研制获得了成功。