为实现导弹快速机动转弯或精确制导打击的目的,提出了采用直接力/气动力复合控制的技术方法。选取某典型布局导弹外形,针对直接力/气动力复合控制的耦合干扰问题,尤其是导弹机动过程中的直接力/气动力干扰问题,综合采用风洞测力试验和非定常数值计算及直接力/气动力操纵响应的风洞验证试验手段,研究了直接力喷流的静态干扰影响特性、俯仰拉起过程的喷流干扰动态效应以及直接力/气动力复合控制作用下的飞行响应特性。结果表明位于导弹后体的直接力喷流产生了有利的气动干扰,俯仰运动过程中的非定常流动对喷口上游分离区范围影响较大,出现气动迟滞特性,且随角速率增加而增强;俯仰大迎角下力矩放大因子受俯仰运动影响更为明显,出现偏离静态的不利结果;直接力/气动力复合控制可以提高导弹的拉起速度,实现快速转弯和姿态的精确控...

现代先进飞行器在高机动飞行过程中,容易诱发非指令的多自由度耦合运动,呈现出复杂的动态气动力及耦合运动现象。为满足先进飞行器多自由度动态气动特性研究与试验评估的需求,中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所在2.4 m×2.4 m跨声速风洞建立了可以开展大迎角静态、单自由度俯仰振动、快速拉起、俯仰/滚转双自由度耦合运动等试验的模拟技术。通过典型的70°三角翼验证模型的试验研究,结果表明试验技术获取的试验数据合理可靠,变化规律正确,能够准确反映模型的动态气动力迟滞特性,实现了俯仰/滚转两自由度耦合大振幅运动的纵横向动态气动力测量,可以为飞行器的试验鉴定评估提供技术支撑。

介绍了１．２ｍ风洞攻角达３０°的动导数试验装置与测量系统以及在１．２ｍ风洞中对标准动态模型（ＳＤＭ模型）所作的一系列试验结果，试验的马赫数为０．６～１．２攻角为０～３０°，振动频率８～１４Ｈｚ，试验雷诺数为１．２×１０＾－７～２．３×１０＾７／ｍ，试验所得的阻尼导数包括俯仰，偏航，滚转及滚转引起的偏航动导数随马赫数和攻攻角的变化表现明显的非线性，而减缩频率的影响并不显著，天平与测试系统的重复性精度

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.