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8m×6m风洞特大迎角试验设备是该风洞最新配套的多用途支撑系统,其主要用途包括3个方面:(1)支撑战斗机模型完成特大迎角状态测力、测压试验任务,迎角连续变化范围0°~120°,侧滑角变化范围达±30°;(2)支撑大尺度模型(最大翼展达6m)完成常规测力、测压、地效试验任务,此时迎角连续变化范围-10°~30°,在特定条件下,迎角可扩展到70°以上;(3)支撑特殊模型进行特种试验,包括细长体模型、车辆模型、螺旋桨模型、动力模拟试验模型等.该设备主要特点有:模型支撑方式多样,可满足常规和大量特种模型支撑和姿态变化需要;系统刚性强,模型支撑牢固,变形小;机构运行灵活,模型姿态变化定位精确. 相似文献
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8m×6m风洞特大迎角试验设备是该风洞最新配套的多用途支撑系统,其主要用途包括3个方面:(1)支撑战斗机模型完成特大迎角状态测力、测压试验任务,迎角连续变化范围0°~120°,侧滑角变化范围达±300;(2)支撑大尺度模型(最大翼展达6m)完成常规测力、测压、地效试验任务,此时迎角连续变化范围-10°~30°,在特定条件下,迎角可扩展到70°以上;(3)支撑特殊模型进行特种试验,包括细长体模型、车辆模型、螺旋桨模型、动力模拟试验模型等。该设备主要特点有:模型支撑方式多样,可满足常规和大量特种模型支撑和姿态变化需要;系统刚性强,模型支撑牢固,变形小;机构运行灵活,模型姿态变化定位精确。 相似文献
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在2.4m跨声速风洞开展连续变迎角试验技术研究中,遇到了3个难题:跨声速流场被持续扰动,快速精确补偿困难;试验有用信号频率与干扰信号频率产生重叠,降噪处理困难;信号间不同步对试验数据的影响增大,信号精确同步困难。采用总静压滤波优化和PID(Proportional Integral Differential)调节优化等方法提高流场快速跟随性,硬件+软件+小波等复合滤波方式进行降噪处理,并利用互相关函数实现各信号的精确同步,建立了2.4m跨声速风洞连续变迎角试验技术。使用J7等标模对该项技术进行了验证,结果表明,上述问题均得到有效解决,连续变迎角试验流场犕犪数稳定在±0.002范围内,数据的精准度达到阶梯测力试验水平。 相似文献
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2.4m风洞大迎角机构结构设计与有限元分析 总被引:3,自引:0,他引:3
研制具有良好力学特性的大迎角机构,是解决先进、高机动飞行器武器大迎角气动力问题的关键技术之一.阐述了2.4m风洞大迎角机构结构形式,同时应用MSC/NASTRAN有限元软件,对其强度、刚度和动态特性进行了有限元分析,获得了大迎角机构在最大气动力载荷作用下的结构应力和变形,以及自由振动时的模态频率和模态振型.计算结果表明:大迎角机构本身结构强度、刚度富余;固有频率远离气流脉动频率,表明其具有较好的动态特性;该机构结构形式合理可靠. 相似文献
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近十几年来,由于压敏漆(Pressure Sensitive Paint、PSP)测量技术的不断完善与发展,国际上主要空气动力试验机构逐步将其应用于2 m量级工程型风洞,完成模型表面压力测量、模型表面流动显示与 CFD 结果验证。在2.4m跨声速风洞建立了双组份、多光源和多CCD的PSP测量系统,解决了大型暂冲式跨超声速风洞试验存在的模型表面温度变化、光照均匀性与强度变化,以及模型振动、试验数据修正、喷涂与压敏涂料校准等诸多影响PSP测量结果精准度与可靠性的问题,并成功应用于大飞机测压模型和三角翼测压模型压力分布测量试验。试验结果表明:在小迎角范围压敏漆涂层对模型表面压力分布影响不明显;在试验马赫数0.4~0.82、模型迎角-4°~4°范围,PSP与传统电子扫描阀测量结果的Cp 均方根偏差小于0.03,测量精准度与国外同量级连续式跨声速风洞相当。可以为飞行器气动优化设计和空气动力学研究提供一种新的、先进的测试技术。 相似文献
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基于AGARD(AGARD-AR-304)和AIAA(AIAA S-071A-1995)的风洞试验不确定度评估标准,对评估流程进行了扩展,应用到Φ0.5m高超声速风洞。具体包括:根据试验流程辨识得到风洞试验的不确定度源;对试验的自变量进行不确定度的评估,包括其偏差极限和精度极限的具体值;最后基于标准的方法评估了显性自变量引入的不确定度,并运用线性插值的方法评估了迎角引入的不确定度。通过一升力体外形飞行器的评估结果,发现系统误差引入的不确定度占主导地位;CN、CA和Cm 3个大量的不确定度值在不同迎角时有显著差异,并且Cm的不确定度相对较大;不确定度敏感性结果显示天平和总压传感器引入的不确定度起主导作用。 相似文献
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本文采用螺旋桨飞机动力模拟风洞试验技术,研究常规布局涡桨飞机的螺旋桨滑流在大迎角条件下对飞机纵向气动特性的影响规律。中航气动院FL-9风洞中通过伺服电机驱动螺旋桨转动进行螺旋桨动力模拟风洞试验,试验迎角范围0°~50°,试验风速范围为30~50m/s。为了获得大迎角试验数据,常规迎角试验采用常规单支杆进行试验,大迎角试验采用带预弯的支杆进行试验。利用螺旋桨滑流风洞试验研究在大迎角时平尾深失速效应与滑流的耦合影响规律。研究结果表明,螺旋桨滑流会使得试验模型升力和阻力增加,纵向静稳定性降低,并且在大迎角条件下依然满足这些规律。此外,在较大迎角时平尾进入滑流与机翼洗流的耦合影响区域后,滑流会使得平尾失速效应加剧并且平尾更难从失速状态中改出,即受平尾深失速影响的迎角范围会更大且平尾深失速效应加剧。 相似文献
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为了在φ3.2m风洞中开展战斗机大迎角进气道特性试验研究,结合该风洞开口试验段及支撑装置的特点,研制了能够模拟战斗机进气道流量的小型引射器装置,发展了基于引射器/张线尾撑一体化设计的战斗机大迎角进气道试验技术.为了验证该项试验技术,研制了进气道流量测量装置,以及基于数字阀的气源控制系统;进行了装置性能研究,并利用某战斗机模型开展了飞机鸭翼对进气道性能的影响试验研究.研究结果表明:引射器引射流量达1.34kg/s,引射器/张线尾撑一体化方案可完全满足我国已有战斗机在3m量级风洞开展进气道试验的流量模拟及开展大迎角试验研究的需求;鸭翼对战斗机进气道性能影响研究为进气道试验模型外形模拟提供了依据. 相似文献