飛行器低速大攻角動穩(wěn)定性風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)技術(shù)研究.pdf

1、飛行器的動導(dǎo)數(shù)(動穩(wěn)定性參數(shù))是設(shè)計(jì)其導(dǎo)航系統(tǒng)和控制系統(tǒng)以及對飛行器進(jìn)行動態(tài)品質(zhì)分析時(shí)所需的重要原始參數(shù).現(xiàn)代先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)和導(dǎo)彈飛行包線的擴(kuò)展,包括大攻角和帶側(cè)滑情況下的機(jī)動飛行,使得人們近年來對動穩(wěn)定性研究更加重視.風(fēng)洞試驗(yàn)是獲取動導(dǎo)致(動穩(wěn)定性參數(shù))行之有效的方法.該文的工作是研制了低速大攻角動導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)系統(tǒng).該系統(tǒng)適用于4 m×3m風(fēng)洞和Φ3.2m風(fēng)洞,由模型支撐及激振裝置、動力及控制系統(tǒng)、六分量天平數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)等幾個部分組成.可

2、進(jìn)行大攻角、帶側(cè)滑情況下的滾轉(zhuǎn)振動試驗(yàn)、偏航振動試驗(yàn)、俯仰振動試驗(yàn)、升沉振動試驗(yàn)和平移振動試驗(yàn),可測量包括阻尼導(dǎo)數(shù)、交叉導(dǎo)數(shù)和交叉耦合導(dǎo)數(shù)在內(nèi)的全部組合動導(dǎo)數(shù)以及由α和β產(chǎn)生的動導(dǎo)數(shù).同時(shí),為了滿足非定常氣動力試驗(yàn)研究的需要,該系統(tǒng)可進(jìn)行振幅至20°的簡諧振蕩試驗(yàn),測量非定常氣動力,還可研究平均攻角、振幅、折算頻率對非定常氣動力的影響.根據(jù)線性小擾動假設(shè),推導(dǎo)了五種振動大攻角、帶側(cè)滑情況下的動導(dǎo)數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)的理論公式,包括所有的正交導(dǎo)數(shù)和

3、同相導(dǎo)數(shù)的理論計(jì)算公式.開展了動導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)處理的方法研究,給出了兩種計(jì)算方法,相關(guān)濾波法和富氏變換法.配置了功能完善、精度高的測試系統(tǒng),滿足了六通道的測試要求;研制了全數(shù)字化動導(dǎo)數(shù)測試軟件.研究了信號采集、小信號的分離檢測、動態(tài)信號的處理等關(guān)鍵技術(shù),找到了最優(yōu)的匹配測試參數(shù).進(jìn)行了三角翼布局飛機(jī)大攻角(α=0~90°)帶側(cè)滑(β=0~35°)的滾轉(zhuǎn)、偏航、俯仰、升沉、平移振動試驗(yàn),測量了全部動導(dǎo)數(shù).結(jié)果表明:所測動導(dǎo)數(shù)量值正確、合理,重復(fù)