8m×6m风洞第一试验段大气边界层模拟

介绍了在8m×6m风洞第一试验段(12m×16m)一种地形的大气边界层模拟装置的设计、风洞流场校测试验。试验结果表明:模拟实现的流场品质(平均风速剖面、湍流强度剖面、湍流谱以及积分尺度等)完全可以满足桥梁试验要求的来流特性。     

8m×6m低速风洞技术改造研究

8m× 6m风洞是亚洲最大的低速风洞 ,为了不断满足国民经济发展对风洞试验的要求 ,为了解决本身存在的问题 ,8m× 6m风洞运行 2 0年来首次进行了大规模技术改造。采用了自行研制和引进改进相结合的方式 ,圆满地完成了改造 ,使该风洞的试验能力提高到了一个新的水平。     

8m×6m风洞铰链力矩试验技术

介绍了8m×6m风洞近年来研究完善的全尺寸部件铰链力矩试验技术、大尺度模型舵面铰链力矩试验技术及全尺寸鱼雷舵面铰链力矩试验技术的优势和特点,给出了部分典型试验结果。8m×6m风洞进行的铰链力矩特性试验研究技术的不断发展和完善,为飞机及鱼雷操纵系统的改进设计提供了可靠的基础,为各类飞行器、航海器舵面铰链力矩测量与研究做出了积极贡献。     

CARDC 2.4m引射式跨声速风洞设计与运行调试

中国空气动力研究与发展中心研制了可更换喷嘴的中压气体引射器 ,利用现有中压气源驱动 ,建成一座增压回流引射式跨声速风洞。试验段截面尺寸 2 .4m×2 .4m ,M =0 .3～ 1 .2。稳定段最高工作压力为 0 .45MPa ,最高模型试验雷诺数Rec=1 5× 1 0 6(M =0 .90 ,C =0 .2 4m) ,稳定吹风时间≥ 1 5s。风洞气动回路上分别配置有多喷管引射器、栅指扩散段、跨声速试验段驻室抽气系统及特殊的主排气系统等装置。采用智能自适应解耦控制技术 ,实现总压和M数独立、快速、精确地控制。该气动布局与部段配置及其功能设计 ,在国内跨声速风洞中均是首次采用。     

2.4m×2.4m引射式跨声速风洞

正在兴建的2.4m风洞是一座增压回流引射式跨声速风洞。试验段截面尺寸2.4m×2.4m，M＝0．5（0．3）～1．2，1．4（1．8），工作压力最高可达4．5×105Pa。风洞由多喷嘴中压气体引射器驱动。稳定段工作压力由位于风洞主排气系统中的四个主排气阀控制。气流M数分别由栅指或驻室抽气系统控制。精度可达△M=0.002。吹风耗气量仅为相同尺寸的下吹式风洞的1／4。该风洞是发展我国载人飞船、新型歼击机及大型运输机等航空航天飞行器必不可少的重要配套试验设备。本文对风洞总体性能及技术方案的构思和风洞设计特点等方面内容作概要论述。     

2.4m风洞气动试验数据管理系统的设计与实现

介绍了亚洲最大的2．4m×2．4m引射式跨声速风洞的气动试验数据管理系统，讨论了该系统中局域网和主要软件模块的设计和功能实现。     

8m×6m风洞新型高精度外式天平研制

介绍了为8m×6m风洞研制的一台新型外式天平的用途、测量能力、测量原理和一些新的设计思想。静态校准结果表明：该天平全部达到了设计要求，精密度和准确度都达到了较高的水平，可以满足多种型号试验和研究的需要。     

0.6m风洞自适应壁试验段研制

介绍了 0 .6m× 0 .6m自适应壁试验段的总体结构布局、测控处系统 ,研制中解决的主要技术难点问题和达到的主要技术指标。该试验段流场校测和利用DLR -GO¨TTINGEN一步迭代控制算法调整柔壁外形 ,获得模型阻塞度分别为 1 %和 2 8%两个标模试验结果。结果表明 :0 .6m× 0 .6m自适应壁试验段研制是成功的 ,流场品质优异 ,已基本具备了在M≤0 9、- 4°≤a≤ 1 0°范围内 进行全模型纵向测力试验并获得近于无干扰数据的能力。     

基于测控局域网集散系统的试验管理软件研制

介绍了8m×6m风洞试验管理软件的总体结构,讨论了该软件系统中局域网和主要子系统的设计和功能实现。该软件系统充分发挥了测控局域网集散系统的优势,实现了对风洞试验中试验流程和试验数据的集中管理,实现了对角度、速压以及数据采集等环节的分散控制,具有可靠性高、扩展性好、灵活性强等特点,形成了一套功能丰富、运行高效的试验管理软件系统。目前,该系统已成功用于风洞试验中,收到了良好的社会和经济效益。     

用于0.6m×0.6m 跨超音速风洞外挂物测力试验的微型应变天平

本文阐述了0.6m×0.6m 跨超音速风洞(FL-1)的微型外挂测力天平的有关技术问题,介绍了φ10、φ6mm 六分量天平和φ3、φ2.4 mm 五分量天平的静动校结果和实际应用情况。     

Ф5m立式风洞动力系统

Ф5m立式风洞是我国第一座大型立式风洞,风洞动力系统采用交流调速方案:选用进口中压变频器,驱动国产交流异步变频电动机,已经于2006年9月通气成功。笔者主要介绍了Ф5m立式风洞动力系统的概况,已经达到的技术指标:稳转速精度(相对额定值)为0.04%(24~350r/min),整个系统的功率因数达0.97;接着介绍了系统的组成:交流变频调速系统、监控系统、高低压配电系统和辅机系统;并进一步介绍了设计和调试中解决的主要技术难题,列出了主要测试数据;最后对系统进行了评价:动力系统是成功的,明显优于以往使用风洞中的直流调速系统。     

Φ5m立式风洞动力系统

Φ5 m立式风洞是我国第一座大型立式风洞,风洞动力系统采用交流调速方案:选用进口中压变频器,驱动国产交流异步变频电动机,已经于2006年9月通气成功.笔者主要介绍了Φ5 m立式风洞动力系统的概况,已经达到的技术指标:稳转速精度(相对额定值)为0.04%(24~350 r/min),整个系统的功率因数达0.97;接着介绍了系统的组成:交流变频调速系统、监控系统、高低压配电系统和辅机系统;并进一步介绍了设计和调试中解决的主要技术难题,列出了主要测试数据;最后对系统进行了评价:动力系统是成功的,明显优于以往使用风洞中的直流调速系统.     

微机控制大功率高精度直流电动机无级调速系统

NH-2大型双试验段低速风洞的动力系统为采用微机控制的大功率高精度直流电动机无级调速系统。 该系统应用转速和速压的模拟量闭环反馈及微机速压数字量反馈的特殊调节方法——给定值补偿调节法,解决了大延时速压参数的高精度控制问题,在国内风洞中处领先地位。 系统的技术数据如下: 控制电机功率 1000千瓦 风速范围 4—88米/秒 追压控制精度 优于0.2％ 节省能耗 20％以上 本文介绍微机控制直流电动机原理,主要程序流程图,以及提高速压控制精度的措施。     

翼型伞力矩特性风洞试验研究

本文介绍在8m×6m低速风洞中进行的某研究型冲压式翼平力矩特性试验研究。给出试验方法及其典型的试验结果。通过应用这一风洞试验技术，可为翼型伞设计提供其他试验手段以得到的翼伞操稳特性气动参数。     

8m×6m风洞特大迎角试验设备研制

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.     

8m×6m风洞特大迎角试验设备研制

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。     

2.4m风洞常压吹风控制策略与控制软件设计

2.4m风洞是世界上最大的引射式风洞之一，该风洞控制系统多、所能实现的吹风方式也多，因而，其系统复杂。风洞被控对象具有非线性、时变、滞后和耦合特性，而风洞试验又要求系统有较高的控制精度和较快的稳定收敛速度。为了解决这种控制系统复杂的风洞控制问题，在控制系统硬件和软件上分别采用了先进的集散型控制系统硬件和智能控制策略，使风洞p0和M数控制精度分别优于0.3％和0.002。笔者对风洞控制核心系统和控制软件的设计和控制策略进行了介绍。给出了调试结果说明了控制策略和控制软件的设计是成功的。     

8m×6m风洞特大迎角机构控制系统研制

8m×6m风洞特大迎角机构由7只伺服油缸驱动实现模型迎角和测滑角运动控制,要求控制系统对姿态角运动变化速度、到位精度进行控制.被控对象是一个典型多自由度协调联动控制系统.对采用PLC常规I/O模块,而未使用任何数控系统,实现多轴联动控制的硬件和软件进行了介绍.给出了控制效果,说明了控制系统的设计是成功的.     

某型加油机尾流特性试验研究

为了揭示加油机加油装置尾部流场的发展规律和加油机各部件对尾流区的干扰机理,很有必要精确测量尾流区不同截面的流动参数,研究尾流对加油装置的影响。介绍了在4m×3m风洞应用该风洞配备的空间流态测量与显示系统,对某型加油机加油装置尾部流场多个截面的流动参数进行了测量,并对其尾流特性进行研究。研究结果表明,当加油舱的安装角=1.5°时,油舱涡量最小;在挂架上装涡流发生器后,油舱涡的强度稍有减弱;尾流区的空间流场测量与显示有助于对加油机加油装置尾部流场发展规律的研究。     

一种两自由度全机模型阵风试验支撑装置研制

全机模型风洞阵风试验不仅要求模拟飞机弹性模态,还要求模拟飞机刚体运动模态。国内现有的气弹试验钢索悬挂支撑方式和侧壁支撑方式不能满足全机模型阵风试验支撑需求。为此,在中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所8 m×6 m风洞中研制了一套两自由度支撑装置。该装置可提供模型沉浮和俯仰方向较大的运动自由度,以模拟飞机刚体运动模态。装置主体采用"双滑轨+钢梁"结构形式,支撑结构左右对称;沉浮运动范围达到2.8 m,沉浮运动摩擦系数达到0.006;俯仰运动范围达到±10°;安装50 kg模型后,支撑频率不低于12 Hz;对风洞试验段的结构改动可以忽略。通过结构和材料优化措施,使得滑动小车质量控制在6 kg以内。利用该装置成功完成了一期全机模型两自由度阵风载荷减缓试验,验证了该装置的实用效果。