飛機(jī)橫向非定常氣動(dòng)力特性研究.pdf

1、在3m低速風(fēng)洞中，利用一套動(dòng)態(tài)試驗(yàn)設(shè)備對(duì)某飛機(jī)模型進(jìn)行大振幅動(dòng)態(tài)試驗(yàn)。該動(dòng)態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)不僅能模擬模型繞體軸的單自由度滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動(dòng)，還能模擬模型繞體軸的偏航－滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)。本文介紹了模型大振幅運(yùn)動(dòng)的風(fēng)洞試驗(yàn)方法，對(duì)試驗(yàn)臺(tái)控制角度轉(zhuǎn)化為氣流軸系中的迎角和側(cè)滑角進(jìn)行了推導(dǎo)。 運(yùn)用動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)臺(tái)分別對(duì)模型進(jìn)行了大振幅滾轉(zhuǎn)、偏航和偏航-滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)。分析了模型的支撐迎角和振動(dòng)頻率對(duì)模型非定常滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩的影響，結(jié)果表明，模型

2、的支撐角對(duì)非定常滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩的動(dòng)穩(wěn)定性有很大影響。 以模型動(dòng)態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果為依據(jù)，采用動(dòng)導(dǎo)數(shù)仿真方法獲得模型的偏航阻尼導(dǎo)數(shù)和滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)，分析了動(dòng)導(dǎo)數(shù)的正負(fù)值與非定常力矩系數(shù)遲滯環(huán)轉(zhuǎn)動(dòng)方向之間的關(guān)系。結(jié)果表明，順時(shí)針?lè)较蜻\(yùn)動(dòng)的力矩系數(shù)曲線遲滯環(huán)對(duì)應(yīng)的動(dòng)導(dǎo)數(shù)為正值，逆時(shí)針?lè)较蜻\(yùn)動(dòng)的力矩系數(shù)曲線遲滯環(huán)對(duì)應(yīng)的動(dòng)導(dǎo)數(shù)為負(fù)值。在風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)和動(dòng)導(dǎo)數(shù)仿真結(jié)果的基礎(chǔ)上，分別采用準(zhǔn)定常模型和非定常模型疊加獲得的氣動(dòng)力與耦合運(yùn)動(dòng)風(fēng)洞試驗(yàn)獲