本文主要是以實驗方法來探討戰機有無輔助翼時,側向向量推力的應用對 高攻角飛行穩定性的影響,作定量及定性的試驗分析;其結果可供日後研 製高性能戰機之參考。整個實驗之進行,乃根據 NASA 報告中之風洞模型 ,修改前機身,使其接近戰機之基本外形,並配合輔助翼之有無,及在一 組二維非軸對稱向量噴嘴的兩側出口安裝兩片側向導流板,藉由一組高壓 氣源提供噴氣,噴嘴壓力比有 1, 2,3.5 和 5 之比值,以模擬單一引 擎戰機之推進系統。本模型試驗於中科院航研所氣動組之 7呎乘10呎的低 速風洞進行;其測試攻角範圍從16度到32度,側滑角-6度至 6度,側向導 流板之角度則分別為 0度與20度,於 0.2馬赫的測試速度 (雷諾數 1.6×10~S2;6 ~S0;)下,分別作測力之定量試驗,油流及煙霧雷射切面 等流場觀測之定性試驗。由實驗結果研判,在有輔助翼及有側向向量推力 的應用下,從流場觀測定性分析中,前機身渦流看不出有顯著的影響,但 輔助翼渦流則顯示出有增強及崩散延遲之現象,同時後機身鄰近流場更有 較顯著之影響;從測力定量分析中,隨著噴嘴壓力比及側向導流板角度之 增大,將使戰機高攻角穩定性穫得改善,尤其於側向向量推力操作時,能 使戰機橫/航向不穩定之啟始攻角往後延遲。
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