飞翼布局高速风洞尾支干扰试验修正技术研究

发布时间：2020-01-25 12:17

【摘要】：飞翼布局飞行器模型往往具有尾部扁平的结构特点,进行高速风洞尾支测力时,尾部需要局部放大,由此带来尾部畸变和尾支杆的气动干扰,直接影响对巡航效率、焦点位置以及配平迎角的预测;另外,飞翼布局飞机为改善隐身特性,取消了平尾和垂尾,侧力和偏航力矩量级比较小,模型尾部的局部变形必然会对飞机横、航向试验数据带来不利影响。本文针对某飞翼布局模型,采用风洞试验和CFD数值模拟相结合的手段,通过腹支撑作为辅助支撑的"两步法"获得了尾部畸变及尾支杆的纵、横向支撑干扰影响。研究结果表明:该飞翼布局模型尾部畸变支撑纵、横向支撑干扰修正结果合理、可靠,精准度较高;所建立的试验与CFD相结合的研究方法可以用于类似布局的试验数据修正。同时,发展的数值计算方法与风洞试验有很好的一致性,已成功应用于某飞翼布局模型尾部支撑干扰修正,已具备工程使用价值。
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本文编号：2573008