<正>馬赫數(shù)0.3處于傳統(tǒng)意義的低速與亞音速之間,處于高速風(fēng)洞試驗(yàn)可用風(fēng)速的最小邊緣,流場品質(zhì)難以保證,因此一般很難直接通過風(fēng)洞試驗(yàn)獲得。本文選擇某低速流場品質(zhì)相對較好的風(fēng)洞,以某型飛機(jī)為例,開展相關(guān)風(fēng)洞試驗(yàn),并對風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行修正,得到某飛機(jī)Ma0.3時(shí)的升阻特性數(shù)據(jù)。通過對修正后的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析,得到Ma0.3附近飛機(jī)的氣動力特點(diǎn),分析結(jié)果可用于優(yōu)化后續(xù)風(fēng)洞試驗(yàn)。 

【文章來源】：中國科技信息. 2020,(17)

【文章頁數(shù)】：2 頁

【部分圖文】：

不同馬赫數(shù)時(shí)的氣動特性對比曲線（原始結(jié)果）

估算真實(shí)飛行狀態(tài)下全機(jī)最大升力系數(shù)yF.SmaxC；（2）風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果失速迎角的修正ααyyyS/)(CCCmaxW.TmaxF.S=，并進(jìn)行迎角修正aF.S=a0+（aW.T-a0）×（aljW.T+Δas-a0）/（aljW.T-a0）；（3）真實(shí)飛機(jī)的升力系數(shù)修正CyF.S=CyW.P+（aF.S-aW.T）Cya；（4）飛機(jī)的廢阻系數(shù)修正CxpW.T=CxW.T-Cy2F.S/（A×π）；（5）真實(shí)飛機(jī)的阻力系數(shù)修正CxW.T=CxpW.T+Cy2F.S/（A×π）+ΔCx0。修正后的數(shù)據(jù)分析圖2給出了某飛機(jī)不同馬赫數(shù)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行支架干擾修正和雷諾數(shù)修正后的升阻特性及俯仰力矩曲線。支架干擾修正及雷諾數(shù)修正后，失速迎角及最大升力系數(shù)增大，說明大迎角時(shí)機(jī)翼上表面局部氣流分離的嚴(yán)重程度不同，以及其所產(chǎn)生的平尾處下洗存在差異，直觀表現(xiàn)在最大升力系數(shù)的差別，以及大迎角時(shí)阻力系數(shù)及俯仰力矩系數(shù)的不同。通過將Ma0.5數(shù)據(jù)與現(xiàn)有氣動數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，吻合度較好，說明本次風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)是可靠的、可信的。對修正結(jié)果進(jìn)行分析，得到以下結(jié)論：在臨界迎角前，馬赫數(shù)0.3、0.4、0.5時(shí)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)基本相同，差異很��；在臨界迎角后，隨著馬赫數(shù)增大（Ma0.3至0.5），升力系數(shù)、阻力系數(shù)增大，低頭力矩增大。對后續(xù)風(fēng)洞試驗(yàn)的啟示飛機(jī)一般在較小迎角飛行，不會達(dá)到臨界迎角。以某型飛機(jī)為例，通過對不同狀態(tài)Ma0.3時(shí)迎角進(jìn)行計(jì)算，發(fā)現(xiàn)其均小于臨界迎角，且具有一定的余量，因此即便考慮突風(fēng)等不可控因素，也可以涵蓋一般情況下的飛行。因此在Ma0.3、0.4時(shí)，采用Ma0.5時(shí)的氣動數(shù)據(jù)，是可以滿足計(jì)算分析需要的。因此后續(xù)風(fēng)洞試驗(yàn)可以優(yōu)化試驗(yàn)條件，在確保安全的前提下，達(dá)到節(jié)約經(jīng)?


本文編號：3439329