支撐方式對(duì)短艙_進(jìn)氣道的氣動(dòng)影響研究-飛行器動(dòng)力專業(yè)畢業(yè)設(shè)計(jì)開題報(bào)告(編輯修改稿)
2025-02-17 17:19 本頁面
【文章內(nèi)容簡(jiǎn)介】 ，因此，還需要進(jìn)一步提高低速大迎角試驗(yàn)數(shù)據(jù)的質(zhì)量，掌握支架干擾規(guī)律。2012年，祝明紅，孫海生，金 玲，湯 偉，劉志濤等在上述研究中，對(duì) Φ3 . 2m 風(fēng)洞張線尾撐系統(tǒng)進(jìn)行了支架干擾試驗(yàn)研究，得到了張線尾撐裝置的橫梁對(duì)飛機(jī)縱向的遠(yuǎn)場(chǎng)干擾量較小，大迎角區(qū)域內(nèi)尾支桿對(duì)飛機(jī)縱向的近場(chǎng)干擾量較大；迎角小于 15176。 范圍內(nèi)，支架使飛機(jī)偏航力矩系數(shù)減小、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增大，隨側(cè)滑角增大支架干擾量增大；去掉立尾后尾支桿對(duì)俯仰力矩的干擾明顯減小的研究結(jié)果[2]。雖然此次研究得出了比較好的數(shù)據(jù)及規(guī)律，但是為了真實(shí)準(zhǔn)確扣除支架干擾量 ，針對(duì)不同外形飛機(jī)還是需要開展相應(yīng)的支架干擾研究。常規(guī)的低速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中，運(yùn)輸類飛機(jī)由于機(jī)體尾部的流場(chǎng)十分重要，同時(shí)風(fēng)洞試驗(yàn)多使用塔式機(jī)械天平，所以一般采用腹部支撐方式。由于腹部支撐系統(tǒng)一般都有較大的風(fēng)擋和高強(qiáng)度的支桿，而且多位于機(jī)翼附近，支架的存在必然會(huì)使模型的繞流場(chǎng)發(fā)生變化，試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果與理想無支架情況不同。而且，腹撐系統(tǒng)帶來的干擾量比其它支撐方式大，對(duì)于某些氣動(dòng)參數(shù)的干擾可能比模型本身的氣動(dòng)力還要大。所以有必要分析腹部支撐帶來的干擾量，為風(fēng)洞試驗(yàn)支架干擾修正和支撐方式優(yōu)化提供參考依據(jù)。白 峰、胡 冶研究員對(duì)某型運(yùn)輸飛機(jī)低速風(fēng)洞試驗(yàn)的支架干擾修正進(jìn)行分析，數(shù)值模擬了支架對(duì)風(fēng)洞流場(chǎng)環(huán)境的影響，研究了現(xiàn)行風(fēng)洞數(shù)據(jù)支架干擾修正體系。得到的結(jié)論是：低速風(fēng)洞模型腹撐支架對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的影響是不可避免的，支架與模型之間的干擾十分復(fù)雜，與風(fēng)洞品質(zhì)和模型形式有很大關(guān)系。此次研究通過風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果結(jié)合數(shù)值計(jì)算，發(fā)現(xiàn)腹撐支架對(duì)氣動(dòng)數(shù)據(jù)的影響規(guī)律明顯，且試驗(yàn)的影響量級(jí)和計(jì)算結(jié)果相當(dāng)，可作為后期風(fēng)洞試驗(yàn)判斷支架干擾的經(jīng)驗(yàn)[4]。要得到更加精確的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，還需要進(jìn)一步優(yōu)化支撐結(jié)構(gòu)和進(jìn)行更多的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)。隨著先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量技術(shù)的發(fā)
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