民用飞机为获得型号合格证,应按照有关结冰适航规章条款进行结冰适航验证,如何解读适航条款要求并制定有效的符合性验证流程,是进行适航合格审定的关键。本文以Y12F气动除冰飞机结冰风洞试验的实际工程为例,以相关结冰适航文件为基础,结合国际最新的飞机结冰研究成果,研究并总结了目标试验状态设定、设备选择、试验状态的等效转换、模型研制、风洞试验等适航审定要求和技术。构建的结冰风洞试验适航审定方法,有效地指导完成了Y12F飞机除冰系统的适航验证工作,完成中国民用航空局(CAAC)和美国联邦航空管理局(FAA)同时审查,为获得CAAC和FAA型号合格证奠定良好基础。

主要介绍了翼身组合体模型在CARDC-Φ3.2m亚声速风洞进行非定常气动特性研究。研究内容包括一60°后掠角三角翼身组合体在俯仰和滚转振荡中的气动特性,以及展向吹气对动态气动特性的影响。另外,运用PIV技术研究了非定常气动特性及展向吹气影响的流动机理。研究结果表明利用展向吹气可显著改善在俯仰和滚转振荡中气动特性的迟滞现象。

结冰将改变飞机空气动力表面形状，不仅使飞机空气动力性能下降，还会导致气动噪声的变化。为研究结冰对翼型气动噪声的影响，采用计算流体力学方法对前缘带光滑霜冰的NACA0012翼型表面声学特性进行了数值计算。采用C型网格拓扑结构对结冰翼型的计算区域进行了划分，采用不可压缩雷诺平均N-S方程对结冰翼型周围黏性流场进行了数值计算，采用基于Proudman理论的宽频噪声模型和Curle的表面积分方法预测了结冰翼型的表面声学参数，获得了沿结冰翼型弦向分布的表面声功率和表面声功率级。研究表明，0°或小攻角时，靠近前缘霜冰区域的流动转捩或流动分离使结冰翼型的表面声功率更高;较大攻角时，靠近后缘的区域发生流动分离，使后缘的表面声功率增加，进一步增加了结冰翼型的表面声功率。前缘霜冰产生的流动转捩和流动分离是结冰翼型气动

介绍了机翼摇滚低速风洞试验技术，并对装置、试验方法、数据采集等进行了描述。重点讨论了一种歼击机模型在气动中心低速所４ｍ×３ｍ风洞进行的机翼摇滚风洞试验的典型结果。最后对形成机翼摇滚的机理进行了探讨与分析。

介绍了５７°三角翼布局战斗机模型在ＣＡＲＤＣ－直径３．２ｍ风洞进行的俯仰、偏航和滚转３个方向大振幅振荡的非定常气动特性，试验的振幅为２０°、３５°，俯仰和偏航振荡的减缩频率为０～０．０６，滚转振荡的减缩频率为０～０．２。另外利用基于频率域的Ｆｏｕｒｉｅｒ变换法和非线性代数法，对非定常气动力建模进行了探讨，气动模型预测结果和试验结果具有较好的一致性。

为了研究战斗机的机翼徭滚特性，运用风洞试验和数值模拟手段，对一典型三角翼布局开展了研究工作。风洞试验研究探讨了不同攻角和初始角位移因素对机翼摇滚特性的影响；运用非定常建模技术建立了机翼摇滚过程中的滚动力矩系数的表达式并进行了机翼摇滚的数值模拟，预测了发生机翼摇滚的临界攻角和轴承阻尼系数对摇滚特性的影响。最后对机翼摇滚的发展、稳定阶段的能量转换进行了讨论。研究结果表明机翼摇滚的数值模拟与试验结果具有较好的一致性。