平尾和垂尾是直升机重要的气动面,其气动特性数据是计算飞行品质和载荷等的设计输入。采用CFD方法分别对两种构型直升机的全尺寸和缩比模型进行了气动特性计算,计算状态包括大攻角和大侧滑角状态。之后提取出其中的平尾和垂尾气动特性结果,并与风洞试验结果进行了对比分析。结果表明,CFD计算得到的平尾和垂尾气动特性值与风洞试验结果变化趋势一致,其中平尾气动特性数据在数值上相差比较小,而垂尾气动特性数据在数值上的误差比较大。研究结果可为直升机平尾和垂尾大角度气动特性计算方法选取和计算结果修正提供一定的参考。

在ＦＬ－２４风洞中进行了试验Ｍ数为０．６０、０．９０及１．２０，攻角为０°￣３６０°，侧滑角为０°￣－９０°，试验雷诺数为（２．８￣５．４）×１０＾６的高速风洞航空弹射座椅试验技术研究。结果表明，本项试验技术是可行的，所得航空弹射座椅的气动特性变化规律合理，试验数据可靠，置值可信，可用于航空弹射座椅的性能估算及飞行轨迹计算。