机体/推进一体化吸气式飞行器结构布局形式特殊,为精确获得其气动力特性风洞试验数据,必须发展可靠的风洞试验技术。针对一体化高超声速飞行器气动力风洞试验需求,在中国空气动力研究与发展中心的高超声速风洞上发展了吸气式飞行器通气模型测力试验技术、尾喷流模拟测力试验技术、铰链力矩测量试验技术、通气模型动导数测量试验技术和飞行器表面摩阻测量试验技术,为获得可靠的机体/推进一体化吸气式飞行器高超声速风洞气动力特性数据提供技术支撑。

以中国航天空气动力技术研究院(CAAA)FD-07风洞为对象,进行了马赫数5～6时两级超声速引射器气动性能试验研究。通过二级引射器单级调试、两级引射器联调、主-次流混合调试,获得了引射器运行时的相关数据。通过试验数据分析,得出如下结论:(1)在FD-07风洞引射器马赫数5～6试验中,一级引射器运行压力0.8MPa、二级引射器运行压力1.0MPa时,引射器运行效率较高,中压气源消耗较少;(2)超声速引射器用于维持风洞运行压比,而风洞驻室低压环境(即试验模拟高度能力)主要由主气流状态决定,与引射器关系不大;(3)一级超声速引射器能对主气流干扰、二级超声速引射气流干扰起到很好的隔离作用。进一步明确了FD-07风洞引射器的运行状态,优化了引射器运行压力方案。

在风洞建成运行初期和风洞实验技术与CFD技术的不断发展过程中,风洞标模实验一直都有特别重要的现实意义.汇总了近5年FD-07风洞HSCM系列标模实验的结果,针对HSCM系列AGARD HB-2标模、尖锥10°标模、AGARD B标模,给出了系统、全面、详实、可靠的实验数据,为相关实验和计算的评估提供借鉴和参考.

利用有限元软件ANSYS对高超声速风洞组合整流装置进行了应力计算,采用了压力容器应力分析方法对应力集中区域进行分析。结果表明,线性化强度满足应力标准,为高超声速风洞整流装置的设计提供了依据。

对具有典型意义的有翼航天飞行器模型在力学所JF-8A脉冲型高超声速风洞中M=6.26,M=7.91和M=9.29条件下进行了模型自由飞实验.由记录的运动经最大似然法作参数辨识后得到了它们的俯仰阻尼导数.实验结果显示,在实验范围内模型具有动态稳定性,同一名义实验条件下的重复性实验呈一致的运动规律并具有接近的动导数测量结果.实验范围内马赫数的变化(从6.26到7.91)以及模型质心位置的轴向移动(从0.50到0.60)没有导致俯仰阻尼系数的明显变化,其量值在-1.5附近.而马赫数9.29时阻尼值变小,其主要原因可能是由雷诺数的变化所引起.此外,考虑恢复力矩的非线性影响后,辨识结果有所改善.

本文给出了子母弹模型在高超声速风洞中的分离干扰测力的试验方案、试验系统设计、网格位置、天平研制和干扰试验结果.试验马赫数为6.97;模型迎角范围为-20°～20°;试验充分反映了母弹模型的头部激波对子弹模型的干扰特性.试验结果表明:法向力、轴向力、俯仰力矩及压心测值规律正确、量值可靠,为开展高超声速风洞CTS试验技术奠定了良好的技术基础.