切削测力仪的杠杆—附加弹性元件设计方法

为解决目前应变式切削测力仪设计中普遍存在的刚度和灵敏度之间的矛盾,本文在对已有应变式切削测力仪特性进行分析的基础上,提出了切削测力仪的杠杆—附加弹性元件设计方法的原理,并讨论了应用该方法设计时有关的若干问题和该方法在解决切削测力仪刚度与灵敏度之间矛盾方面所可能的贡献。理论分析的结果表明,该方法能有效地解决测力仪的刚度和灵敏度的矛盾,为大幅度提高切削测力仪的综合精度指标开创了新的途径。最后,介绍了笔者采用杠杆附加弹性元件方法研制的新型切削测力仪。实测结果表明,该测力仪同时具有高刚度和高灵敏度,其刚度与灵敏度乘积指标较现有同类测力仪提高了近一个数量级。     

水洞动态测力和流动显示一体化实验技术

研制能够用于低速水流中的三分量内式测力天平,结合氢气泡(或染色液)方法,在水洞(槽)中实现测力和流动显示实验同步进行的动态实验系统,克服了通常测力和流动显示分别在风洞和水洞中进行,实验条件不同给结果分析带来的困难。天平采用高精度位移传感器,避开传统的应变片技术应用于水中所遇到的技术困难。简易飞行器模型的静态和等速俯仰实验结果表明了测量系统的可靠性。     

在高超声速脉冲风洞中使用的六分量天平测力系统和10°尖锥模型的气动力测量

在中国科学院力学研究所的 JF-4B 高超声速脉冲风洞中,对于半锥角为10°的尖锥模型进行了来流马赫数为7.8和9.9的吹风实验,在不同的α角和β角下使用六分量的压电天平进行了气动力测量。用以鉴定六分量测力系统的可靠性,并检验了新的试验段和α角与β角分别单独可变的模型支架对模型测力实验是否有干扰。实验结果与文献给的结果进行比较表明:六分量压电天平测力系统给出的实验数据是比较可靠的。     

某复杂构型导弹高速风洞部件测力实验研究

在2m×2m超声速风洞开展了某复杂构型导弹部件测力实验研究,实验的迎角范围为-6°~10°,侧滑角范围为-6°~6°,测力部件包括保护罩、左侧翼、大整流罩和小整流罩等部件。使用五分量天平对保护罩在风洞实验中所受到的载荷进行了测量,并利用分断面缝隙处的压力测量结果对保护罩测力实验结果进行了修正,获得了保护罩在实验条件下的真实部件气动特性数据;使用3台三分量天平,直接获得了左侧翼、大整流罩和小整流罩在实验条件下的部件气动特性数据。研究结果表明:实验结果可以作为结构设计的依据;保护罩测力实验结果修正方法合理可行,能够为今后类似部件测力实验结果的修正提供借鉴。     

高超声速飞行器脉冲风洞测力系统研究

吸气式高超声速飞行器具有各系统高度耦合的特点，现阶段的主要研究手段是在脉冲燃烧风洞中开展一体化飞行器带动力试验。针对脉冲燃烧风洞的特点，发展了一体化飞行器风洞试验快速测力方法。对试验模型和天平组成的测力系统进行了建模，获得了测力系统结构设计准则；采用数值仿真和锤击法获得了测力系统的模态，对试验过程中模型振动信号进行分析研究。结果表明:测力系统的振动频率满足测力要求，且其振动形式与锤击法测定模态一致。在脉冲燃烧风洞中开展的飞行器带动力试验结果表明:测力系统满足脉冲燃烧风洞测力要求，能够获得大尺度高超声速一体化飞行器气动力载荷，且满足精度要求，证明了在脉冲燃烧风洞中开展大尺度高超声速一体化飞行器技术研究的可行性。     

模型旋翼风洞试验中变距拉杆载荷的测量

桨叶变距拉杆操纵载荷是旋翼设计的重要参数之一。在参考了常规飞机模型风洞试验测力元件及国外测量方法的基础上,研制了具有足够刚度和强度,且有较高载荷灵敏度的新式变距拉杆测力元件,解决了高刚度与高的载荷灵敏度要求这一矛盾。同时采用了信号放大技术,将其成功地应用于旋翼模型试验,并获得了操纵载荷这一重要参数     

脉冲燃烧风洞测力天平研制与应用

介绍了一种用于脉冲燃烧风洞高超重载模型冷、热态测力试验的腹支内式六分量应变天平研制方案。燃烧脉冲风洞试验时间短、冲击载荷大，模型重量大，要求天平能够快速响应，设计方案兼顾了刚度和灵敏度，天平静校指标满足要求。试验结果表明，天平输出信号与燃烧室压力的跟随性良好，能够正确反映模型的受力状态，轴向力系数的重复性精度达到了1.6%，天平性能稳定，由模型/天平/支架构成的测力系统在轴向力、法向力和俯仰力矩3个分量上输出信号的主频均满足脉冲风洞的测力要求。该天平方案满足重载模型在脉冲燃烧风洞试验中的测力要求。     

光纤式切削测力仪的研制

切削力信号含有丰富的刀具磨损信息。它反映刀具磨损最直接,与刀具磨损的相关性好,信号处理的实时性强,因此可利用它作为特征量来实时在线监测刀具磨损。但是,现有的各类测力仪由于存在实用性较差的缺点,从而限制了这种方法的实际应用。这主要表现在(1)现有的测力仪一般都需作专门的结构设计,相对于有限的装夹空间来说存在安装问题。(2)为了保证测量的灵敏度而导致加工系统刚度下降。(3)普通的测力仪尾部都有导线,用以引出信号,因而实用性不好。本文以解决上述三个问题为目标,应用光纤传感原理,设计并试验了光纤传感器、光纤式切割测力仪,并对其原理、性能、应用等方面作了系统的研究。     

石英谐振式力传感器

本文介绍了一种新型的具有频率输出的测力传感器——石英谐振式测力传感器的设计、结构、工艺及安裝调试中的有关问题。该传感器采用频率控制中被广泛使用的AT 切型石英谐振器为力敏感元件。当被测力作用在谐振器的边缘上时,会使谐振频率随着力值的大小发生线性偏移,选择力方位角约40°,以减小温度对传感器灵敏度的影响;为了减小传感器的零点温漂,设计了具有双片谐振器的差动式传感器,即选用两片频率温度特性一致的石英谐振器,其中一片用来感受被测力,另一片只感受温度,用作温度补偿。为了减小电路引线对传感器输出的影响,采用了将振荡电路安装在传感器壳体内的结构形式。文中还给田了传感器的实验数据。     

测力法在翼型动态失速试验研究中的应用

本文就利用测力法对ＮＡＣＡ００１２翼型在振荡条件下的动态失速特性进行的测试作了简要介绍，阐述了测力法在翼型动态实验研究中的一些特殊问题及其解决途径，并比较了两种实验研究方法的优缺点。     

阻力框体斜槽角度(α)的确定

本文针对采用前后支撑片测量阻力元件型式,提出了一种框体斜槽角度(α)的确定方法,这有利于降低升力对阻力的一次干扰。     

应用后缘装置的跨声速层流翼型多岛优化设计

高雷诺数状态下,自然层流技术(Natural laminar flow,NLF)是减小机翼表面湍流摩擦阻力的有效方法。然而由于层流翼面上大范围顺压梯度的存在使得后缘处的恢复压差更大,产生更强的激波。因此在减小摩擦阻力的同时又增加了激波阻力。本文采用后缘装置(Trailing edge device,TED)来控制翼型后缘处的激波强度,基于线性稳定性理论(Linear stability theory,LST)的eN方法对流动进行转捩判断,进而应用多岛并行多目标进化算法(multi-objective evolutionary algorithm,MOEA)以获得大范围层流区域和弱化激波强度为目标对翼型进行优化设计。优化结果表明合作均衡策略耦合进化算法可以快速地捕捉到该多目标问题的Pareto阵面解,阵面上翼型的波阻力和摩擦阻力性能较初始翼型大大改善。同时,采用后缘装置控制激波强度时,无论在设计点还是偏离设计点时,优化后翼型均具有良好的升阻力特性和鲁棒性。     

使用激波控制鼓包的跨声速超临界机翼减阻研究(英文)

对采用激波控制鼓包进行超临界机翼的跨声速机翼减阻进行了研究。NASASC(02)-0714被选作超临界翼型。在减阻过程中,升力特性几乎保持不变,这就使得整个机翼的气动特性得到大大改善(提高升阻比)。对激波控制鼓包的高度、长度、展长、个数对减阻效果进行了研究。研究结果表明,对不同鼓包个数在设计马赫数下有近14%和16%的减阻效果,说明了激波控制鼓包减阻的效果。     

OPTIMAL DESIGN AND AERODYNAMIC CALCULATION OF WING CONFIGURATION OF CIVIL AIRCRAFT

ＯＰＴＩＭＡＬＤＥＳＩＧＮＡＮＤＡＥＲＯＤＹＮＡＭＩＣＣＡＬＣＵＬＡＴＩＯＮＯＦＷＩＮＧＣＯＮＦＩＧＵＲＡＴＩＯＮＯＦＣＩＶＩＬＡＩＲＣＲＡＦＴ￥ＷａｎｇＬｉａｎｇｙｉ（ＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｏｆＡｅｒｄｄｙｎａｍｉｃｓ，ＮＵＡＡ２９ＹｕｄａｏＳｔｒｅ...     

翼型测力天平的研制

为研究翼型结冰状态下的载荷变化规律,对翼型进行测力实验.研制一台三分量翼型测力天平.天平设计的突出难点为设计载荷极不匹配,阻力测量载荷很小.设计时,针对翼型载荷的特点,采用片梁组合方式测量阻力,四柱梁测量法向力及俯仰力矩,并采用有限元方法对结构进行了验证计算.主要介绍天平的设计、校准及应用情况.     

带阻力元铰链力矩四分力天平研制

介绍了带阻力元铰链力矩天平研制的情况。实验证明,用两台带阻力元的铰链力矩天平同时测量导弹左、右舵面气动载荷是成功的,天平研制也是成功的。     

大客车局部优化造型对其使用性能的影响

随着车速的提高,汽车在行驶中受到的空气阻力便成为不可忽视的问题,因此与减阻节能相关的汽车优化造型也就显得越来越重要了。由于运动物体所受到的空气阻力系数的大小主要取决于它的头部的形状,因而我们对厢式大客车驾驶室前风窗区的几种不同造型在低速风洞中进行了测力的实验研究。实验结果表明,驾驶室前围不同形式的过渡是影响厢式客车空气阻力的重要因素。其中在适当的风窗倾角下,经过良好的圆化处理后,可使厢式大客车的空气阻力减小27%左右。这不仅节省了燃料的消耗,还可以提高汽车的最大行驶速度,改善其加速和爬坡能力。     

纹影流动显示技术在超声速射流数值模拟验证中的应用

为了研究总压探针测量方法在欠膨胀超声速射流中的可行性,论文采用非结构网格有限体积法对含探针和不含探针的射流流场进行数值模拟,并通过对两个计算结果的比较,给出这种测量方法的参考性评价。为了证明数值方法及计算结果的可靠性,给出了口径6mm的喷嘴、粗1.3mm总压探针在压比4的流动条件下纹影流场显示和总压探针测量等实验结果。     

自然层流超临界翼型的设计研究

阐述了研究发展我国自然层流超临界翼型ＮＰＵ－Ｌ７２５１３的设计思想，设计要求和转捩位置的判别技术和设计方法，首次提出了利用弱激波形成足够顺压梯度的自然层流超临界翼型设计思想，解决了维持层流所需的有一定顺压梯度压力分布形态和无激波超临界翼型的屋顶状压力分布要求的矛盾。风洞实验结果表明，所设计自然层流超临界翼型达到了设计要求。     

支杆及船尾对超声速弹丸底压影响的实验研究和理论计算

普通禅丸的底阻约占弹丸总阻的1／3。因此，准确测量底阻是准确测定弹丸总阻的关键。在超声速风洞中进行测力实验时，模型底部大都用一根天平支杆将模型支撑在风洞中。由于尾支杆的存在，使得模型底部流动发生畸变，引起底阻测量的不准确性。本文介绍了天平尾支杆以及模型船尾对超声这弹丸底压测量影响的实验研究和理论计算。研究表明：尾支杆直径从小到大变化时，底压经历了一个由大到小再由小到大的过程；在一定的范围内船尾起到提高底压的作用。