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| 1 | 翼型气动力直接测量风洞试验技术探索显示文摘在西北工业大学NF-3风洞二元试验段内开展了翼型气动力直接测量试验技术的探索性研究。描述了试验方法和试验设备,给出了试验结果,并与通过模型表面测压和尾迹测量法所得结果进行了对比。结果表明:翼型气动力直接测量技术关键在于解决测力中段和外段的传力及缝道流动问题;笔者提出的方法比较好地解决了这一难题,直接测量的翼型气动力和表面测压和尾迹测量技术所得结果在中小迎角范围吻合良好。 | 焦予秦 张彬乾 金承信 段卓毅 于欣 | 2005 | 实验流体力学2005，19，2： | 16 |
| 2 | Flight dynamics characteristics of canard rotor/wing aircraft in helicopter flight mode显示文摘The aerodynamic layout of the Canard Rotor/Wing(CRW) aircraft in helicopter flight mode differs significantly from that of conventional helicopters. In order to study the flight dynamics characteristics of CRW aircraft in helicopter mode, first, the aerodynamic model of the main rotor system is established based on the blade element theory and wind tunnel test results. The aerodynamic forces and moments of the canard wing, horizontal tail, vertical tail and fuselage are obtained via theoretical analysis and empirical formula. The flight dynamics model of the CRW aircraft in helicopter mode is developed and validated by flight test data. Next, a method of model trimming using an optimization algorithm is proposed. The flight dynamics characteristics of the CRW are investigated by the method of linearized small perturbations via Simulink. The trim results are consistent with the conventional helicopter characteristics, and the results show that with increasing forward flight speed, the canard wing and horizontal tail can provide considerable lift,which reflects the unique characteristics of the CRW aircraft. Finally, mode analysis is implemented for the linearized CRW in helicopter mode. The results demonstrate that the stability of majority modes increases with increasing flight speed. However, one mode that diverges monotonously,and the reason is that the CRW helicopter mode has a large vertical tail compared to the conventional helicopter. The results of the dynamic analysis provide optimization guidance and reference for the overall design of the CRW aircraft in helicopter mode, and the model developed can be used for control system design. | Honggang GAO Ao HE Zhenghong GAO Yang NA Yangping DENG | 2019 | Chinese Journal of Aeronautics2019，32，7： | 3 |
| 3 | 风力机翼型极大迎角风洞直接测力试验技术显示文摘在西北工业大学NF-3风洞的二元试验段开展风力机翼型极大迎角(±180°)条件下气动力和力矩的直接测量研究。介绍了极大迎角条件翼型测力试验的设备及试验方法。分析试验测试天平量程匹配与常规迎角翼型测力试验时的差异。试验结果分析及与风洞测压试验结果的比较表明,在极大迎角条件下,翼型气动力和力矩的直接测量方法能得到与测压方法一致、正确的试验结果;极大迎角条件翼型测力试验时天平的量程应按体轴系各量最大值确定;此条件下测量天平法向力最大值与切向力最大值的比值为常规试验条件下两者比值的2~3倍。 | 焦予秦 陈希平 王龙 高永卫 肖春生 | 2014 | 太阳能学报2014，35，10： | 2 |
| 4 | 一种摆动式六分力风洞天平的设计和试验研究显示文摘为探索摆动式风洞天平的测力精度和使用效果,以及采用支架结构的风洞天平的整体性能,本研究设计了一种摆动式六分力风洞天平,并对所设计的天平进行了试验;通过飞机模型试验以及Catia用Fluent计算流体计算的结果进行了对比分析和研究。研究结果表明:在正常量程范围内,本研究所设计的摆动式风洞天平的使用效果良好,整体性能稳定;研究结果可为小型飞行器风洞试验提供参考。 | 江善元 | 2014 | 南昌航空大学学报(自然科学版)2014，28，1： | 1 |
| 5 | 动量法翼型阻力飞行测量技术显示文摘本文主要对动量法翼型阻力测量的飞行试验技术进行了研究。首先对动量法测量原理和试验飞机进行了简要介绍,然后重点对两种测试设备:尾流探头和尾流耙进行了研究,并提出了相应的飞行试验方法和测试难点。最后初步给出了数据处理方法和不确定因素分析。在国内尚未开展翼型阻力测量方面的飞行试验下,可为今后的飞行试验提供参考。 | 褚江 王晓江 焦晓辉 | 2012 | 科学技术与工程2012，20，15： | 1 |
| 6 | 基于尾迹法的翼型跨声速实验阻力测量研究显示文摘在风洞实验中采用尾迹积分法测量翼型阻力时,尾耙的形状、高度和安装位置均对翼型阻力存在一定的影响。在西北工业大学NF-6增压连续式跨声速翼型风洞中,针对同一翼型(OA309翼型),在不同马赫数下,进行了2种尾耙高度、2个尾耙安装位置的实验。对比分析了同一尾耙高度、不同安装位置以及同一安装位置、不同尾耙高度的阻力实验数据,获得了不同实验条件下适用于NF-6风洞阻力测量的尾耙高度及安装位置的组合,为跨声速翼型风洞阻力测量提供了参考。 | 徐思文 高超 张正科 | 2019 | 实验流体力学2019，33，6： | 0 |
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