飛機作失速/過失速飛行時，繞流流場十分複雜，氣動力具有很強的非線性和非定常特徵，常規的由靜態氣動力、動導數和旋轉天平數據構成的氣動力資料庫，已不能滿足失速/過失速飛行仿真和控制的需要，一種現實可行的方法是，通過一定量的動態風洞試驗，建立氣動力數學模型，利用數學模型預測飛行過程中任意時刻的氣動力特性。
基本介紹
- 中文名：非定常風洞試驗
- 外文名：Unsteady wind tunnel test
- 建模方法：非定常模型
- 所屬類型：地面試驗
- 目的：預測飛機動態氣動特性
- 實驗設施：整車風洞
簡介,背景,整車風洞,非定常模型,
簡介
隨著人們對飛機近距格鬥的進一步認識,過失速機動已經成為飛機戰術性能的設計目標。飛機的過失速機動動作多為大攻角下的多自由度耦合運動,在該過程中,飛機受到的非定常氣動力具有極強的耦合遲滯特性。
飛機作失速/過失速飛行時，繞流流場十分複雜，氣動力具有很強的非線性和非定常特徵，常規的由靜態氣動力、動導數和旋轉天平數據構成的氣動力資料庫，已不能滿足失速/過失速飛行仿真和控制的需要，一種現實可行的方法是，通過一定量的動態風洞試驗，建立氣動力數學模型，利用數學模型預測飛行過程中任意時刻的氣動力特性。
背景
近十幾年來，大迎角非定常氣動力問題越來越受到航空界的關注。對於軍機而言，以F－22、F－35和T－50為代表的新一代戰鬥機設計均將過失速機動性能作為一項重要的戰技指標，通過過失速機動來獲取近距空戰優勢，提高作戰效能；對於民機而言，雖然力圖避免大迎角飛行，但由於惡劣的氣象條件或操縱失誤等因素導致飛機進入失速/過失速狀態，進而出現失控的飛行事故時有發生，威脅著航空安全。飛機作失速/過失速飛行時，繞流流場十分複雜，氣動力具有很強的非線性和非定常特徵，常規的由靜態氣動力、動導數和旋轉天平數據構成的氣動力資料庫，已不能滿足失速/過失速飛行仿真和控制的需要，必須建立包含動態氣動特性的失速/過失速飛行氣動力資料庫。
目前，地面試驗是研究和預測飛機動態氣動特性的主要手段。風洞動態試驗與常規試驗（靜態試驗、動導數試驗和旋轉天平試驗等）有著本質的區別，這不僅體現在試驗技術本身上，更體現在風洞試驗與飛行動力學研究的關係方面，即風洞試驗數據如何用於飛行控制系統設計、動力學分析和飛行仿真等飛行動力學問題的研究；飛行動力學問題的研究需要怎樣的風洞試驗數據。眾所周知，靜態氣動力、動導數和錐運動氣動力等常規氣動力特性，都是馬赫數、迎角、側滑角和旋轉角速度等飛行狀態參數的函式，其資料庫可以比較容易地通過一定量的風洞試驗來建立。
整車風洞
整車風洞是汽車空氣動力學試驗研究不可缺少的實驗設施．傳統的航空風洞通常都是閉口式風洞，汽車風洞通常採用3/4開口式風洞．該類風洞的特點是氣流在噴口邊緣處形成具有較大脈動量的射流剪下層．射流剪下層所圍內部區域通常稱為射流核心區，該處氣流較為均勻，具有較低的湍流度，是模型的測試區域．具有較大脈動量的射流剪下層撞到收集口後，部分氣流以壓縮波的形式從收集口上或兩側返回噴口，激發新的大渦旋產生，從而形成尖劈反饋效應，其他部分氣流沿著收集口進入擴散段．可見該處流動具有典型的非定常流動特性。
非定常風洞試驗
非定常風洞試驗非定常模型
非定常模型是從多變數模糊邏輯建模發展而來,事先將橫向運動實驗數據用模糊邏輯原理建模,獲得數學模型,然後將該數學模型作為一個函式,模型運動的參變數代入這個函式中便可獲得對應狀態的非定常氣動力是從多變數模糊邏輯建模發展而來,事先將橫向運動實驗數據用模糊邏輯原理建模,獲得數學模型,然後將該數學模型作為一個函式,模型運動的參變數代入這個函式中便可獲得對應狀態的非定常氣動力。
非定常模型實際上是一種建模方法。它從根本上摒棄了線性疊加原理,並且考慮了耦合運動非定常氣動力的耦合情況,這是以往空氣動力模型所缺少的一項附加非定常氣動力。因此,無論是小攻角還是大攻角,非定常模型計算的耦合運動非定常氣動力遲滯環特徵與實驗結果吻合很好,反映了耦合運動的氣動特性。
