低速风洞绳牵引并联支撑系统的模型气动试验研究(英文)

根据绳牵引并联机构的优点,建造了一种新型的用于低速风洞试验的飞机模型绳牵引并联支撑系统,研究该系统中模型的空气动力参数的测量与计算方法。文中对机构进行了静力学分析,建立了描述实验模型气动载荷的数学模型,提出了通过测量绳系拉力求得模型空气动力参数的解算方法;设计并构建了绳系拉力测量及数据采集系统;将该系统置于开口式回流低速风洞中进行了吹风试验,采集了模型在不同姿态和不同风速下的各牵引绳的拉力数据,并对数据进行了处理分析,通过解算得到了不同吹风条件下模型的气动载荷参数曲线。研究结果表明,绳牵引并联机构用于低速风洞试验的支撑系统是可行的。     

双目视觉绳系支撑飞行器模型位姿动态测量

绳牵引并联机器人（WDPR）为风洞试验提供了一种新型支撑方式，可用于多/六自由度风洞复杂动态试验。针对该支撑下飞行器模型的大范围运动，发展了一种基于双目视觉的模型位姿动态测量方法。首先，设计了一种编码合作标志点，合理布置于模型表面，通过图像处理消除绳对标志点成像干扰，进行标志点三维重构；然后，利用绝对定姿算法求解相对位姿初值，且给出了理论误差分析，并基于双目相机重投影误差构建李代数下的无约束最小二乘优化问题，采用L-M算法进行位姿优化；最后，采用该测量系统分别进行了静态和动态精度验证试验，以及大迎角俯仰振荡等3种单/多自由度典型运动轨迹测量。试验数据显示，静态角度和位移测量精度分别优于0.02°/0.02 mm；动态测量时角度精度可达到0.1°量级，位移平均误差为0.4 mm。研究结果表明：设计的双目视觉测量系统是有效可行的，可为后续风洞试验的实际应用提供支持。     

低速风洞飞行器模型编队飞行绳系并联支撑机构

设计了一种用于飞行器双机编队飞行的风洞试验模型绳系并联支撑机构，模拟在周边有障碍物的有限空间通道中的飞行运动。以直升机为例，根据工况参数设计了双绳牵引并联机构作为飞行器模型的支撑，建立了基于可移动的滑轮铰点与直升机模型编队协同飞行的运动学模型，对系统的静刚度进行了分析，并通过试验验证了旋翼转动对该绳系支撑系统动刚度的影响，给出了在有限空间通道中模拟双机编队飞行与着陆过程中绳与绳之间、绳与模型之间的干涉算法，并对该支撑机构的绳系结构进行了干涉分析。结果表明，所设计的支撑机构能有效解决模拟飞行器模型双机编队在有限空间中飞行运动时的支撑干涉问题，而且系统刚度达到低速风洞试验的稳定性要求，是低速风洞中支撑飞行器模型进行编队飞行试验的有效解决方案。     

用于低速风洞飞行器气动导数试验的绳牵引并联支撑系统

 为了用同一套绳牵引并联支撑系统来实现低速风洞静导数和动导数实验,采用理论与实验相结合的方法,总结了在WDPSS-8项目中所做的研究工作。结果表明,传统的杆支撑系统存在如支架对空气流场的影响等不可避免的缺陷;张线支撑系统很适合用于飞行器的静导数实验中,但它不能用在飞行器的动导数实验中;绳牵引并联支撑系统WDPSS-8能成功用于静导数实验中,且它在动导数实验中有潜在用途。WDPSS-8项目中的理论问题都得到解决,但实验方面还有不少问题有待解决。     

大振幅实验对常规动导数实验包容性研究

某飞机模型在南京航空航天大学NH-2低速风洞中进行大振幅振动动态试验.模型绕通过重心的机体坐标轴分别作单独俯仰、偏航、滚转的大振幅振动,采用内式应变天平测量模型的非定常空气动力.通过非定常空气动力建模和动导数仿真方法,获得模型的纵横向稳定性导数和交叉导数.仿真结果与常规动导数试验结果比较,两者在量级和规律上一致.分析表明,模型大振幅振动实验结果包含了常规动导数实验的信息,模型的动导数可以从大振幅振动实验结果中获取.     

风洞试验绳牵引并联支撑技术研究进展

新型飞行器的研制越发强调先进的飞行性能,这对风洞试验模型支撑技术提出了高的要求,为扩展风洞试验的能力,迫切需要研究新型的智能支撑技术。绳牵引并联支撑是基于机器人技术的一种新型机构,具有刚度较大,动态性能良好等优点,为风洞试验提供了一种新的手段。首先,全面论述了绳系支撑在风洞试验中的应用,并给出动态分析;进一步根据绳牵引并联支撑技术的特点,将其分为可实现受迫运动的冗余约束支撑,以及可实现受迫+自由运动的欠约束支撑;其次,重点阐述了冗余约束与欠约束两类支撑系统的若干关键技术问题及其研究进展;最后,指出绳牵引并联支撑技术的发展方向是具有可重构性和智能化。可为绳牵引并联支撑技术在风洞试验中的工程应用提供一定的理论指导与技术支持。     

基于刚度优化的绳牵引并联支撑系统力/位混合控制

针对应用于风洞试验的八绳牵引并联支撑系统高性能运动控制问题,开展绳索张力实时优化与力/位混合控制技术研究。基于动态试验需求和系统刚度矩阵,选择主刚度加权和最大为目标函数,将其转化为线性规划问题,采用二维凸多边形张力可行域顶点法进行实时求解,并根据绳索张力变化约束进一步提出连续可行域,确保解的连续性,实现其优化分布;设计一种基于电机转角和绳索张力反馈的力/位混合控制策略,其中位姿控制环采用计算力矩法,并利用实际绳索张力补偿惯性力和非线性力等,进而开展稳定性分析。以风洞试验中典型的推力模拟、俯仰振荡等线位移和角运动轨迹为例,在原理样机上开展控制验证实验。研究结果表明该控制策略能够实现对末端飞行器模型位姿和绳索张力的有效跟踪,且具有较高的精度和良好的稳定性,可以为绳牵引并联支撑在风洞动态试验中的应用提供技术支持。     

模型大迎角高速动态特性与数据精度分析

为满足新一代高机动飞机气动性能评估、控制系统精确设计与高机动作战指标实现的需求,模型高速风洞大迎角俯仰动态特性探索及其试验数据精度的确定势在必行,且具有十分重要的工程意义。选取70°三角翼模型、SDM和Su-27飞机模型,在FL-24风洞的大振幅俯仰动态试验技术平台上对动态气动特性与试验数据精度进行了研究,获取了70°三角翼模型、SDM和Su-27飞机模型动态气动特性与重复性试验结果。研究结果表明：试验条件下,3种模型的动态数据精度较高,基本达到了高速风洞大迎角常规测力试验数据的精度水平。     

高速风洞动导数试验精准度提升研究

随着高机动性飞行器的发展,准确获取飞行器的动导数尤为重要,进而对传统动导数试验技术的精准度要求越来越高。然而,在高速风洞试验中,由于模型尺寸小、气动载荷大、振动幅值小,与低速动导数试验相比,高速动导数试验面临的困难更大。为了提高高速动导数的试验精准度,针对以上特点,对模型在振动过程中的受力情况、振动机构设计以及信号干扰等问题进行了详细分析与总结,并应用于型号试验中,试验结果显示高速风洞动导数重复性精度提高至10%以内。通过所做的研究工作,高速动导数试验技术得到了提升,同时,文中对高速动导数试验技术的未来发展趋势也做了简要介绍。     

跨超、高超声速风洞模型动导数试验技术研究

介绍了气动中心高速所为航空航天飞行器所开展的动导数试验技术研究,主要包括高速大攻角动导数试验技术、再入体模型配平状态动导数试验技术及基于气体轴承的高超声速风洞模型滚转阻尼导数试验技术。阐述了这些试验技术的试验设备及测试系统,给出了典型的试验结果,并进行了分析与讨论。     

Wind tunnel test of gust load alleviation for a large-scale full aircraft model

Wind tunnel test is an important way to test the performance of Gust Load Alleviation(GLA). At present, some component-level wind tunnel tests have been carried out in big aviation countries, but there is a lack of full aircraft model GLA tests. In this study, a set of large-scale GLA test system in low-speed wind tunnel is developed, which includes a gust generator, a fivedegree-of-freedom suspension system, a full elastic aircraft model with control system, and gust load measuring devices. Two...     

一种提高风洞动态试验数据质量的模型姿态控制和测量技术

低速风洞动态试验装置通常采用“电机+减速器+偏心机构+线性传动机构”的方式,存在传递环节多、机械间隙大等问题,给模型运动的精确控制和模型姿态的精确测量带来较大困难。为满足大型客机等大飞机对低速风洞动态试验的要求,基于现有的静态试验通用支撑平台,采用“电子凸轮”技术,建立了一套迎角/侧滑角解耦、可进行飞机小振幅动导数和大振幅非定常气动特性研究的动态试验装置。利用该动态试验装置进行了某飞机大尺度动态试验模型动导数试验和大振幅振荡试验,获得了试验数据的重复性,并研究了动态试验数据和静态试验数据之间的相关性。试验结果表明：利用该装置获得的某飞机动态试验数据重复性较好、规律合理,能满足大型飞机动态试验要求。     

旋转流场下的振荡动导数试验技术研究

为研究飞机在旋转流场下的非定常气动特性,中国空气动力研究与发展中心低速所在Φ5m 立式风洞开展了旋转流场下的振荡动导数试验技术研究。本文推导了在旋转流场下识别组合动导数的方法,介绍了试验设备,获得了在旋转的同时,由振荡产生的3个组合动导数,并对试验结果进行了分析与讨论。将单自由度动导数结果与Φ3．2m 风洞试验结果进行了对比,旋转/振荡耦合试验结果表明：旋转运动使得俯仰组合动导数变得不稳定,而对于横向组合动导数,大转速则会显著增大非线性。该试验技术能够为研究旋转流场下的非定常气动特性提供一个有效的试验平台。     

基于阶跃响应的飞行器单独静、动导数数值求解方法

基于阶跃响应方法,结合刚性动网格技术,对飞行器的单独静、动导数的精细化数值计算进行了研究.以纵向为例,通过给物面施加恒定附加攻角,求解得到阶跃响应运动过程的非定常气动力,求导得到静导数.同样给物面施加恒定的俯仰角速度,并同时强迫物面平动以抵消俯仰转动产生的附加攻角影响,可由非定常气动力求导得到动导数值.分别利用NACA0012翼型和三维SACCON飞翼无人机进行了计算验证,各攻角下的静、动导数值与文献、试验结果吻合得很好,最大误差不超过5%.结论表明:基于阶跃响应的单独静、动导数直接模拟方法计算耗时仅为传统强迫振动方法的21%,效率相对较高,且可推广到横航向的动导数计算,为飞行器的稳定性研究提供参考.      

壁压法用于高速风洞大迎角实验力和力矩修正

 用改进的壁压法,对 Ma≤ 0 .9时飞机的大堵塞比模型、大迎角风洞实验数据进行了洞壁干扰修正计算。修正中考虑了洞壁干扰修正量分布不均匀的影响,初步解决了大迎角实验洞壁干扰修正中最困难的力矩修正问题。该方法可用于各种透气壁或实壁风洞