發(fā)布時間：2021-10-16 06:29

　　<正>馬赫數0.3處于傳統(tǒng)意義的低速與亞音速之間,處于高速風洞試驗可用風速的最小邊緣,流場品質難以保證,因此一般很難直接通過風洞試驗獲得。本文選擇某低速流場品質相對較好的風洞,以某型飛機為例,開展相關風洞試驗,并對風洞試驗數據進行修正,得到某飛機Ma0.3時的升阻特性數據。通過對修正后的風洞試驗數據進行分析,得到Ma0.3附近飛機的氣動力特點,分析結果可用于優(yōu)化后續(xù)風洞試驗。 

【文章來源】：中國科技信息. 2020,(17)

【文章頁數】：2 頁

【部分圖文】：

不同馬赫數時的氣動特性對比曲線（原始結果）

估算真實飛行狀態(tài)下全機最大升力系數yF.SmaxC；（2）風洞試驗結果失速迎角的修正ααyyyS/)(CCCmaxW.TmaxF.S=，并進行迎角修正aF.S=a0+（aW.T-a0）×（aljW.T+Δas-a0）/（aljW.T-a0）；（3）真實飛機的升力系數修正CyF.S=CyW.P+（aF.S-aW.T）Cya；（4）飛機的廢阻系數修正CxpW.T=CxW.T-Cy2F.S/（A×π）；（5）真實飛機的阻力系數修正CxW.T=CxpW.T+Cy2F.S/（A×π）+ΔCx0。修正后的數據分析圖2給出了某飛機不同馬赫數試驗結果進行支架干擾修正和雷諾數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修正后，失速迎角及最大升力系數增大，說明大迎角時機翼上表面局部氣流分離的嚴重程度不同，以及其所產生的平尾處下洗存在差異，直觀表現在最大升力系數的差別，以及大迎角時阻力系數及俯仰力矩系數的不同。通過將Ma0.5數據與現有氣動數據進行對比，吻合度較好，說明本次風洞試驗數據是可靠的、可信的。對修正結果進行分析，得到以下結論：在臨界迎角前，馬赫數0.3、0.4、0.5時的升力系數、阻力系數、俯仰力矩系數基本相同，差異很��；在臨界迎角后，隨著馬赫數增大（Ma0.3至0.5），升力系數、阻力系數增大，低頭力矩增大。對后續(xù)風洞試驗的啟示飛機一般在較小迎角飛行，不會達到臨界迎角。以某型飛機為例，通過對不同狀態(tài)Ma0.3時迎角進行計算，發(fā)現其均小于臨界迎角，且具有一定的余量，因此即便考慮突風等不可控因素，也可以涵蓋一般情況下的飛行。因此在Ma0.3、0.4時，采用Ma0.5時的氣動數據，是可以滿足計算分析需要的。因此后續(xù)風洞試驗可以優(yōu)化試驗條件，在確保安全的前提下，達到節(jié)約經?


本文編號：3439329