FL-23风洞级间分离与网格测力试验系统

近年来,随着飞行器研制不断高速化发展,一些型号要求在超声速条件下实现级间分离与网格测力试验。为了实现超声速飞行器级间分离与网格测力风洞试验,利用FL-23跨超声速风洞独有的投放机构,通过对上、下支撑及其控制系统进行改造升级,实现了X、Y两个方向的复合运动,建立了马赫数0.3～4.0的级间分离系统。经过多期型号试验验证,该系统对模型定位控制精度达到要求,满足飞行器高马赫数下开展级间分离与网格测力风洞试验需求。     

非定常多体分离风洞试验技术几个关键问题

为完善非定常多体分离风洞试验技术,增进相关领域的研究人员对该类试验技术的了解,对两种研究飞行器多体分离问题的非定常风洞试验技术——多体分离风洞自由飞试验技术和风洞投放模型试验技术,技术特点、相似准则及应用领域等方面的共性特点和差异作了总结和分析。比较了两种试验技术相似准则问题中的轻、重模型两种方法的优缺点,给出了两种非定常多体分离风洞试验技术在级间分离、子母弹抛撒分离和导弹蒙皮/壳片抛撒分离、重块抛撒分离和整流罩分离、飞机外挂物投放分离和内埋武器投放分离等各类多体分离问题的适用性对比分析。     

内埋武器投放分离相容性的风洞投放试验预测与评估

采用基于运动动力学相似的风洞投放试验对先进战斗机内埋武器投放分离相容性进行预测与评估，给出载机在不同飞行马赫数、攻角、弹舱长深比及舱内武器剩余数量、不同弹射力、折叠翼是否展开下，内埋导弹从载机弹舱投放分离后的运动轨迹和俯仰姿态角变化规律，研究这些因素对内埋导弹投放分离相容性的影响。结果表明：处于超声速飞行状态下（马赫数为1.5）的载机，攻角处于0°、2°、3°时投放内埋导弹后弹体俯仰角处于低头状态，利于攻击载机前下方敌方目标；在给定的初始分离条件下，对于两种不同的弹舱长深比，内埋导弹均能安全分离，但对内埋导弹俯仰方向运动影响较为显著；弹舱内武器剩余数量对内埋导弹分离特性影响较小，导弹能快速地远离载机干扰流场，投放分离后弹体俯仰角一直处于低头状态；随着内埋导弹初始分离速度增大，可使弹体快速地穿过载机的下洗流场，有利于内埋导弹与载机的安全分离；导弹的不同气动布局对内埋导弹分离相容性有一定的影响。     

高速风洞模型自由飞试验技术

风洞模型自由飞试验是介于普通风洞试验和飞行试验之间的一种特种风洞试验技术。本文对高速风洞模型自由飞试验技术的发展现状做了介绍,对风洞模型自由飞试验技术的共性特点,及其不同的子技术——普通模型自由飞试验、多体分离风洞自由飞试验及高速风洞投放模型试验——三种子技术之间的差异及各自所适用的应用领域进行了总结。其共性特点是:没有支撑干扰,能够实现模型在风洞中的自由飞行;能够实现对分离瞬间瞬态气动力的模拟;试验的重复性较普通风洞试验要差。三种子技术在共性特点基础上又具有不同的特点:其中普通风洞模型自由飞试验主要应用于飞行器动稳定性问题研究,多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验则是应用于飞行器各类多体分离问题,而由于试验技术的差异,使得多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验技术在具体的多体分离问题的应用范围上又有所不同。     

超声速内埋武器不同分离方式分析

为给高空高速无人机内埋武器分离方式的选择提供权衡依据,建立了弹舱及弹体模型,采用chimera嵌套网格方法与Menter SST k-ω湍流模式,对舱内重力投放、舱内弹射投放及舱外重力投放三种内埋武器分离方式在高空高速条件下的内埋武器分离过程进行了仿真分析,对比了三种分离方式分离过程的流场特性与弹体运动参数。结果表明,在Ma=3.7,高度为2.5 km的条件下,舱内弹射投放与舱内重力投放能够使内埋武器安全分离,舱外重力投放在高空高速条件下无法完成内埋武器的安全分离,弹体无法快速下落并伴有大幅振荡,威胁无人机的飞行安全。     

连续式跨声速风洞设计关键技术

为研制先进飞行器,除了提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术外,必须建立高性能连续式跨声速风洞试验设备,解决飞行器高速风洞试验模拟能力和精细化模拟问题。以试验段尺寸0．6m×0．6m连续式跨声速风洞设计为例,给出了风洞总体设计方案,分析了如何降低风洞气流脉动、如何改善风洞流场品质、提高风洞运转效率和拓展风洞试验能力等关键技术途径。该风洞作为大型连续式跨声速风洞的引导风洞,方案设计主要采用了高压比压缩机驱动系统、半柔壁喷管、低噪声试验段、高性能换热器和三段调节片加可调中心体式二喉道等新型技术。     

基于彩色编码的副油箱风洞模型位姿测量方法

高速飞行器副油箱分离位姿参数是飞行器以及副油箱设计的重要基础数据。位姿参数测量工作多在高度模拟飞行器飞行状态的风洞环境下进行,对缩比模型实施高速非接触测量。受风洞试验段观察视窗限制以及副油箱模型形状影响,副油箱模型位姿测量十分困难。首先针对风洞观察视窗以及风洞复杂环境对图像采集效果的影响,提出了基于自发光单元的副油箱运动序列图像采集方法,采用双目视觉系统高速采集获得目标物的清晰序列图像;其次,提出基于环绕式彩色编码的自发光标记点匹配方法,实现风洞复杂环境内标记点的高精度匹配;最后,根据副油箱表面合作标记点的三维坐标获取副油箱模型的位姿信息。试验结果表明:所提出的位姿测量方法满足测量要求,其最大位移误差不超过0.102mm、最大角度误差不超过0.201°。     

风洞模型自由翻滚试验技术

风洞模型自由翻滚动导数试验技术是为满足航空航天飞行器 0°～ 36 0°全迎角范围内的动导数测量及产生极限环振动现象研究之急需而研制的。该项试验技术研制了 0 .6m跨超声速风洞和 0 .5m高超声速风洞采用液体轴承支撑的自由翻滚试验装置 ;研制了高精度的角度测试系统与系统建模的大迎角非线性数据处理技术。该项技术已成功地为逃逸飞行器模型提供了可靠的试验结果     

2.4米跨声速风洞条带悬挂支撑试验技术研究

为提高大型飞机风洞试验时的支撑系统刚度、降低支撑气动干扰以及实现真实船尾后体流动的模拟,在2.4米跨声速风洞中建立了条带悬挂支撑试验系统.主要包括专用试验段、条带支撑机构、控制系统、天平设备、标模及半弯刀尾支撑机构研制等六部分.系统研制成功后,在2.4米跨声速风洞中开展了流场调试及标模试验,分别采用风洞试验和数值模拟方法获取了条带悬支撑的干扰量.在某飞机高速风洞试验中,采用条带支撑系统,获得了飞机模型的气动特性,并与尾撑试验结果进行了对比.以条带支撑为辅助支撑,得到了尾支撑干扰量,与腹撑试验结果进行了对比.研究结果表明,条带悬挂支撑系统具备型号应用条件,同期重复性精度高,在-2°≤α≤2°范围内,重复性精度满足σCL≤0.0012,σCD≤0.00013,σCm≤0.0005,标模试验结果与国外风洞试验相关性较好;条带支撑干扰试验结果与数值模拟吻合较好,低亚声速时支撑干扰量较小,在-4°≤α≤10°范围内,M=0.6时的支撑干扰量ΔCL≤0.005,ΔCD≤0.0008,ΔCm≤0.005.     

小展弦比飞翼标模 FL-2风洞跨声速开孔壁干扰特性修正研究

为了满足现代风洞试验精细化要求,提高风洞试验数据精准度,开展跨声速开孔壁洞壁干扰修正方法研究。本文利用实测壁压信息构造开孔壁边界条件,通过求解 N-S 方程,模拟试验模型在风洞中的绕流场,建立基于壁压信息的跨声速洞壁干扰非线性修正方法。不同于线性修正方法,本方法可用于各种复杂外形飞行器的亚、跨声速开孔壁洞壁干扰修正,结合小展弦比飞翼标模风洞试验数据,对其在 FL-2风洞试验数据开展洞壁干扰特性研究。洞壁干扰修正结果表明,洞壁干扰量随马赫数变化呈增长趋势,Ma ＝1．0左右达最大,经过修正的 FL-2风洞的跨声速试验结果,与 FL-26风洞近似无干扰试验结果吻合良好。     

内埋武器舱关键气动及声学问题研究

以风洞试验为手段,在高速风洞中对内埋武器舱关键气动问题进行了深入研究。利用静态压力测量、脉动压力测量、网格测力等测试手段,获取了典型弹舱流场静压分布特性、气动声学特性以及武器分离特性。研究结果表明：舱内静压分布变化明显,可以此定义弹舱流场类型;开式弹舱流场气动声学环境恶劣,总声压级强度可达170dB 以上,且频谱曲线上存在多个明显的能量尖峰;武器从舱内分离过程中可能产生较大的抬头力矩,影响机/弹安全分离;在弹舱前缘施以流动控制能降低舱内静压梯度、抑制气动噪声,且有利于改善武器分离特性。     

扰流板对内埋导弹偏航姿态角的影响

在内埋武器舱前缘设计扰流板进行流动控制,可改善内埋导弹分离过程的偏航力矩特性,从而使弹头反向舱门,保证分离航向安全。为了研究该问题,通过理论分析在内埋武器舱前缘设计了不同高度的扰流板;通过部件测力风洞试验研究了不同高度扰流板对舱内流型、内埋导弹偏航力矩特性的影响,进而分析了扰流板对内埋导弹偏航分离特性的影响;通过轨迹捕获风洞试验验证了分离偏航姿态角特性分析的可靠性。研究结果表明：在内埋武器舱前缘设计一定高度的扰流板可以有效控制舱内流型,改善内埋导弹分离的航向气动特性,提高分离航向安全性。     

内埋武器机弹分离相容性研究进展综述

为满足新型有人或无人作战飞机高隐身、高速和高机动性等要求，作战飞机普遍采用武器内埋挂载方式。当高速气流流过内埋武器舱的空腔时，将引发边界层分离、舱口附近会存在复杂的剪切流动、舱内会产生极为恶劣的噪声环境等非定常流动现象，这些复杂的非定常流动现象严重影响内埋武器机弹分离相容性（ASSC）。首先，给出内埋武器机弹分离相容性的重要研究意义；接着，重点介绍内埋武器机弹分离相容性的研究进展；最后，论述和总结了国内外采用4种方法（理论分析与建模、风洞试验、数值模拟和飞行试验）研究内埋武器机弹分离相容性及其流动控制方法的进展，指出内埋武器机弹分离相容研究存在的主要问题，并给出几点建议。     

高速风洞投放模型试验技术的关键问题及应用领域

基于高速风洞投放模型试验的经验,论述和总结了对试验技术的实际应用较为重要、且对试验结果有较大影响的几个关键问题：相似准则的选取问题、投放分离参数的模拟问题、风洞启动时流场对投放物模型的冲击载荷问题以及数据处理方法,分别对这四个问题的具体选取原则和处理方法进行了详细的总结和分析。重模型法能够确保模型投放轨迹的严格相似,但实用性较差;而轻模型法则正好相反。由于重模型法在实际使用中通常难以应用,因此轻模型法在风洞投放模型试验中获得了较多应用,但其模型垂直加速度不足的问题也需引起重视。投放分离参数的相似模拟,通常可通过采用弹簧或气缸提供的投放作用力来实现,弹簧具有简单、易行的特点,但模拟的准确性稍差;而气缸则正好相反。风洞启动时流场对投放物模型的冲击载荷问题常常能够影响到试验的顺利进行或影响试验结果。数据平滑处理可采用时间多项式拟合来实现,进而通过一次或二次微分获得气动力系数。对高速风洞模型投放试验的应用领域作了总结和介绍,将其分为飞机外挂物/内埋武器投放、子母弹抛撒/重块抛撒,以及头罩/导弹壳片分离三大类型试验,并对每一类试验在具体的试验技术,以及在上述几个关键问题上的特点分别作了介绍,给出了具体试验的图像和曲线。     

飞翼布局飞机武器舱综合流动控制技术研究

 针对飞翼布局飞机武器舱高强度气动噪声、内埋武器分离安全性和全机开舱附加阻力问题,以高速风洞气动噪声及气动力测量为研究手段,开展了基于前缘扰流片激励的武器舱综合流动控制技术试验研究。试验结果表明:对于飞翼布局飞机,武器舱开启对飞机气动性能有较大影响,巡航状态下,武器舱打开后使全机阻力增加了60%~110%;武器舱气动噪声高达185 dB;内埋武器分离过程中存在较大的抬头力矩,不利于武器分离。通过在武器舱前缘布置扰流片对剪切层施加激励,可以有效改善武器舱流动特性。巡航状态下武器舱开舱附加阻力最多降低20%;武器舱噪声降低5~8 dB;同时可以有效改善内埋弹分离特性。     

An experimental system for release simulation of internal stores in a supersonic wind tunnel

Aerodynamic parameters obtained from separation experiments of internal stores in a wind tunnel are significant in aircraft designs. Accurate wind tunnel tests can help to improve the release stability of the stores and in-flight safety of the aircrafts in supersonic environments.A simulative system for free drop experiments of internal stores based on a practical project is provided in this paper. The system contains a store release mechanism, a control system and an attitude measurement system. The release mechanism adopts a six-bar linkage driven by a cylinder, which ensures the release stability. The structure and initial aerodynamic parameters of the stores are also designed and adjusted. A high speed vision measurement system for high speed rolling targets is utilized to measure the pose parameters of the internal store models and an optimizing method for the coordinates of markers is presented based on a priori model. The experimental results show excellent repeatability of the system, and indicate that the position measurement precision is less than0.13 mm, and the attitude measurement precision for pitch and yaw angles is less than 0.126°, satisfying the requirements of practical wind tunnel tests. A separation experiment for the internal stores is also conducted in the FL-3 wind tunnel of China Aerodynamics Research Institute.     

Trajectory and attitude deviations for internal store separation due to unsteady and quasi-steady test method

The deviations of trajectory and attitude angle for internal store separation are evaluated by two wind tunnel test methods. One is the Freedrop Test(FDT), which is known as unsteady and time-dependent method of scaled model. The other is the Captive Trajectory System(CTS) test,which is usually regarded as a quasi-steady and time-averaged test technology. The result shows that there is a streamwise adverse pressure gradient on the cavity resulting in a nose-up pitching moment coefficient(>0) ...     

高速风洞试验模型姿态角的视频测量及不确定度研究

高速风洞测力试验中,阻力系数精度σc x的先进指标为0.0001,按误差分配原理,要求试验模型迎角的测量精度σα≤0.01°。为此,研究风洞试验中模型姿态角视频测量及其不确定度,给出其系统误差的补偿方法。实测数据（马赫数为1.5、2.0、3.0和4.0）表明：在2m暂冲式超声速风洞试验中,各阶梯迎角测量数据的标准差（含风洞气流脉动致模型姿态角振动产生的误差）在0.0018°和0.0094°之间,迎角实测估计值的标准不确定度≤0.003°,由此可知,姿态角视频测量系统的σα≤0.0094°。本方法既不破坏模型的外形,又不改变模型的刚度与强度,具有实用价值。     

风洞模型位移视频测量的相机标定

相机的制造和装配误差难以完全消除,导致相机的光学系统存在不同程度的非线性光学畸变现象,故相机标定对确保风洞模型位移视频测量的精度至关重要。针对1m。以上的台阶标定块制造成本高、维护困难,提出基于距离标尺的相机标定方法,推导包含非线性畸变模型的共线方程,建立适应中国大尺寸风洞的低成本相机标定系统,确保模型位移视频测量相机的自校正精度。2m超声速风洞的某跨大气层飞机测力试验中,采用该方法校正DALSAe相机后,各阶梯迎角测量精度以≤0．00772。（达到高速风洞测力试验迎角精度的先进指标）,因此具有实用价值。