【摘要】：飛翼布局飛行器模型往往具有尾部扁平的結(jié)構(gòu)特點(diǎn),進(jìn)行高速風(fēng)洞尾支測(cè)力時(shí),尾部需要局部放大,由此帶來(lái)尾部畸變和尾支桿的氣動(dòng)干擾,直接影響對(duì)巡航效率、焦點(diǎn)位置以及配平迎角的預(yù)測(cè);另外,飛翼布局飛機(jī)為改善隱身特性,取消了平尾和垂尾,側(cè)力和偏航力矩量級(jí)比較小,模型尾部的局部變形必然會(huì)對(duì)飛機(jī)橫、航向試驗(yàn)數(shù)據(jù)帶來(lái)不利影響。本文針對(duì)某飛翼布局模型,采用風(fēng)洞試驗(yàn)和CFD數(shù)值模擬相結(jié)合的手段,通過(guò)腹支撐作為輔助支撐的"兩步法"獲得了尾部畸變及尾支桿的縱、橫向支撐干擾影響。研究結(jié)果表明:該飛翼布局模型尾部畸變支撐縱、橫向支撐干擾修正結(jié)果合理、可靠,精準(zhǔn)度較高;所建立的試驗(yàn)與CFD相結(jié)合的研究方法可以用于類似布局的試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正。同時(shí),發(fā)展的數(shù)值計(jì)算方法與風(fēng)洞試驗(yàn)有很好的一致性,已成功應(yīng)用于某飛翼布局模型尾部支撐干擾修正,已具備工程使用價(jià)值。
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本文編號(hào)：2573008