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Φ5m立式风洞尾旋试验技术 总被引:4,自引:1,他引:3
中国空气动力研究与发展中心于2005年建成了Φ5m立式风洞.该风洞的主要功能是开展飞机自由尾旋风洞实验研究.因此,飞机尾旋试验研究与风洞建设同步进行,并于Φ5m立式风洞建成时就进行了一期民机的自由尾旋试验.笔者着重介绍了本期飞机自由尾旋试验的试验方法、试验设备、图像采集与处理、动力相似模型设计以及飞机尾旋特性分析.通过LE-500飞机中俄自由尾旋对比试验结果分析表明:两座立式风洞中的同一飞机模型的尾旋试验结果具有较好的一致性,中国空气动力研究与发展中心Φ5m立式风洞具备了开展飞机自由尾旋试验研究的能力. 相似文献
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在分析了目前进行飞行器大攻角气动特性研究所采用的尾旋风洞试验、常规风洞自由飞试验和遥控模型自由飞试验的优缺点之基础上指出:把系统辨识方法与这些试验方法结合起来,是一种行之有效的研究飞行器大攻角气动问题的技术途径,它可以简化这些试验方法的一些技术环节,提高试验精度。若气动数据来源于尾旋风洞,这种新方法只能研究飞机的发展尾旋和改出尾旋;若气动数据来源于常规风洞,这种新方法也只能研究飞行器的大攻角、偏离、过失速和失速性滚摆/滚转模态;只有通过模型自由飞获取气动数据,这种新方法才有可能研究包括尾旋全过程在内的各种大攻角飞行模态。 相似文献
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本文简略地评述了模型自由飞、立式风洞自由飞和常规风洞自由飞这三种模拟试验方法在飞机尾旋问题研究中的作用;着重分析了开展飞机失速/偏离问题研究的重要意义以及利用现有的大型常规低速风洞进行风洞自由飞试验的必要性与可能性;对旋转天平在飞机尾旋问题研究中的作用提出了一些看法。 相似文献
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尾旋运动是飞机的一种非正常的极限飞行状态,复杂并且危险,极易造成飞行事故。在立式风洞中开展尾旋实验是研究尾旋现象的主要技术手段之一,目的是为了获取实验过程中模型飞机的姿态角,用于对其尾旋特性进行分析。针对尾旋实验运动状态的特点,以及双目测量系统在以往实验应用中的缺陷,设计了一种全视场测量方案,并围绕其关键技术问题开展了研究,使用编码标记识别技术实现特征标记的自动识别,通过基于刚体的三维重建技术实现模型姿态的测量,采用基于共同基准平面的数据标定方法实现多视角姿态数据的有效融合。通过立式风洞尾旋实验验证了该技术的有效性及可靠性,实验结果曲线完整,图像利用率达到了95%,为尾旋运动特性分析提供了更加丰富的数据支撑。 相似文献
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本文阐述了研究飞机失速/尾旋的重要性和研究尾旋的方法,介绍了哈尔滨空气动力研究所研制的旋转天平试验装置和校准模型的试验结果以及如何应用旋转天平试验数据预测飞机尾旋特性。 相似文献
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飞机尾旋试验是研究飞机进入尾旋特征以及提出如何改出尾旋的方法.传统测量飞机尾旋运动姿态的实验自动化程度低、人工操作复杂费时,因此针对这些问题开发了一套基于特征点测量的改进方法.主要是基于机器视觉的三维测量原理,能动态测量飞机模型的三维特征点并计算出模型的各个姿态角度.在标记检测时采用了新的标记检测方法,提高了标记布局及图像识别的灵活度;姿态角的计算是根据坐标系转换而得到的.根据改进方法研制的系统操作简单、整个测量过程只需30min左右;并且数据有效率控制在90%以上;姿态角的精度控制在±1°以内.该系统在中国空气动力研究与发展中心立式风洞中的飞机自由尾旋实验中得到了很好的应用. 相似文献
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AC500飞机尾旋特性飞行试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
飞机机翼翼型选择、修型和优良的气动布局设计是保证飞机具有良好尾旋特性的关键。本文在详细介绍尾旋机理及适航合格审定要求的基础上,采用飞行试验方法对AC500单发正常类飞机尾旋特性进行了研究,结果表明:AC500飞机不会由失速无意中自动进入尾旋,必须经有经验的驾驶员有意操纵才能进入,未经培训的驾驶员难以操纵进入,且进入后容易改出。本文推荐的试飞方法可供其他小型民用飞机型号合格审定尾旋科目飞行试验借鉴。 相似文献
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本文对模型-助推火箭并联组合气动设计所涉及的组合体受力状态、纵横向稳定性,以及连接份离等问题进行了探讨与分析,其分析和建议有助于今后开展与并联问题有关的自由飞试验研究。 相似文献
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自由飞模型发射技术是自由飞试验技术的关键技术之一。针对常规高超声速风洞,中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所对模型发射装置进行了详细设计与分析,并采用典型外形模型在某高超声速风洞上开展了模型自由飞试验(试验马赫数6.0)。试验结果表明:装置发射效果良好,模型发射后姿态平稳;根据不同风洞具体情况进行适应性尺寸改造,发射装置能够广泛应用于常规高超声速风洞自由飞试验。在发射装置结构设计时,模型的发射压力与发射速度应作为重要参数加以考虑;模型夹持器需根据模型的不同外形进行适应性设计。 相似文献
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由于自由飞模型的试验雷诺数较低而产生了尺度效应,为探论某种四发水上飞机自由飞模型升降舵偏角的模拟和修正,本文叙述了该尾翼的风洞试验,并加以分析比较,初步得出多种模型与预测的舵偏角之间的舵偏等效线,以便在试验和预测中选用。这种试验方法和结果对其它形式的模型试验也有一定的参考价值。 相似文献
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水平风洞模型自由飞试验技术研究现状及展望 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍国外水平风洞模型自由飞试验技术研究现状,阐述水平风洞模型自由飞试验平台的组成、作用与意义,重点展望该试验技术的应用前景.对试验平台中动力相似模型设计加工技术、动力模拟技术、舵机运动控制技术、模型姿态实时精确测量技术、飞行控制系统设计与集成技术等关键技术问题进行分析,对发展该试验技术具有指导作用.完善水平风洞模型自由飞试验技术,把传统风洞试验拓展到流动飞行-控制一体化试验,有利于全面研究和充分挖掘飞行器的气动性能与控制性能,对新一代飞机器的发展、新概念新技术的工程应用将起到重要的推动作用. 相似文献
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采用最大似然辨识算法对风洞自由飞试验数据进行气动力参数辨识,可以避免直接对测量数据进行二阶数值微分造成的气动参数的严重误差。详细介绍了风洞自由飞试验气动力参数辨识的原理及方法,分别通过仿真和实测数据算例对方法进行了具体说明和实现。算例辨识结果表明将气动参数辨识技术应用于风洞自由飞试验,是获取飞行器气动特性的有效途径之一。力导数可辨识性较低,受测量精度影响较大;力矩导数辨识结果与工程软件计算值接近,相对误差在30%以内,基本满足工程精度要求。同时,增加试验数据测量点数、提高数据测量精准度、安装过载测量设备、提升模型加工工艺水平,均有利于提高辨识结果的可信度。 相似文献
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