飛機的穩定性對於飛機的安全至關重要。對飛機進行風洞穩定性試驗，獲得飛機在側風情況下停放時的受力情況，同時分析其原因，並為系留裝置的設計提供相應的依據。
基本介紹
- 中文名：風洞穩定性試驗
- 外文名：Wind tunnel stability test
- 目的：為系留裝置的設計提供相應的依據
- 領域：航空航天
- 設備：風洞、飛機縮比模型等
- 意義：對飛機的穩定性具有重大意義
簡介,背景,試驗設備,試驗原理,
簡介
背景
根據經典理論力學原理分析可知，飛機停留時所受外部的氣動力是影響飛機停放安全性和穩定性的重要因素，在設計地面停留方案時必須將以上因素考慮在內。尤其是在大側風的情況下，飛機的升力、俯仰力矩、側向力會發生不同程度的變化，其變化規律和變化程度與飛機本身的布局及氣動外形密切相關。
風洞穩定性試驗
風洞穩定性試驗因此，有必要通過有效的方式獲得飛機在側風情況下停放時的受力情況，同時分析其原因，並為系留裝置的設計提供相應的依據。
試驗設備
試驗開始前在風洞試驗段中鋪設地板，然後將飛機縮比模型通過支桿安裝於地板上方，支桿的另一端與六分量應變式天平連線。
試驗時通過 β 機構使模型在 0°≤β≤180°的範圍內繞參考重心轉動改變其與來流的夾角，以此來模擬不同側風環境。
試驗原理
根據空氣動力學中的相關論述，當 M<0.2 時，飛機的氣動特性( 如升力特性曲線、俯仰力矩曲線等) 與飛機本身的外形及其布局關係較大，與來流速度關係較小，因此試驗結果的雷諾數影響可以不予修正。
為了準確地反映實際情況，來流速度選取適航條例所要求的 35m/s( 65 節) 。模型的姿態以飛機停放時的狀態為準。保持迎角 α=0°。前起落架與兩主起落架同時著地，各增升裝置保持收起狀態，各操縱面歸零。但為了避免機輪接地對天平測力結果的影響，起落架輪與地板之間留有不大於 5mm的縫隙。為了研究不同方向側風對飛機停放穩定性的影響，選取側滑角 β = 0°作為初始狀態。當風洞來流速度達到 35m/s 並保持穩定後，通過轉動 β機構改變模型的側滑角。從 β = 0°的初始狀態開始，每隔 5°對六分量天平的測量結果進行讀取並保存，直至 β=180°為止，視為一個完整的車次。試驗中採用的六分量應變天平所測得的結果基於風軸坐標系，而在計算飛機所受氣動力時應該在機體軸坐標系下進行。
