2.4米跨声速风洞条带悬挂支撑试验技术研究

发布时间：2017-09-23 16:08

  本文关键词：2.4米跨声速风洞条带悬挂支撑试验技术研究

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【摘要】：为提高大型飞机风洞试验时的支撑系统刚度、降低支撑气动干扰以及实现真实船尾后体流动的模拟,在2.4米跨声速风洞中建立了条带悬挂支撑试验系统。主要包括专用试验段、条带支撑机构、控制系统、天平设备、标模及半弯刀尾支撑机构研制等六部分。系统研制成功后,在2.4米跨声速风洞中开展了流场调试及标模试验,分别采用风洞试验和数值模拟方法获取了条带悬支撑的干扰量。在某飞机高速风洞试验中,采用条带支撑系统,获得了飞机模型的气动特性,并与尾撑试验结果进行了对比。以条带支撑为辅助支撑,得到了尾支撑干扰量,与腹撑试验结果进行了对比。研究结果表明,条带悬挂支撑系统具备型号应用条件,同期重复性精度高,在-2°≤α≤2°范围内,重复性精度满足σCL≤0.0012,σCD≤0.00013,σCm≤0.0005,标模试验结果与国外风洞试验相关性较好;条带支撑干扰试验结果与数值模拟吻合较好,低亚声速时支撑干扰量较小,在-4°≤α≤10°范围内,M=0.6时的支撑干扰量ΔCL≤0.005,ΔCD≤0.0008,ΔCm≤0.005。
【作者单位】： 空气动力学国家重点实验室;中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所;
【关键词】： 条带悬挂支撑 Ty标模 支撑干扰 风洞试验
【基金】：空气动力学国家重点实验室基金(JBKY15020201)
【分类号】：V211.74
【正文快照】： 0引言在飞行器设计过程中,风洞试验是获取其气动特性的重要途径。常规测力试验模型一般采用尾部支撑固定于风洞试验段。对于应用船尾后体的大型飞机而言,为了安装尾部支撑,模型后体局部外形将受到破坏,局部流场模拟失真,进而对试验模型的阻力和俯仰力矩产生较大的影响[1-3]。

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