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提出了试飞测试空速管位置误差值的新方法──以机载无线电高度表为高表的测试基准,在飞机的全M数范围内定高水平飞行,以最经济的试飞方式完成测试。应用于鉴定L8型飞机空速管位置误差的符合性,效果良好。还提供了符合性的试飞鉴定数据表。 相似文献
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气动补偿空速管的研究与发展 总被引:1,自引:0,他引:1
气动补偿空速管是与飞行安全性和飞机飞行的高度分层密切相关的重要器件,在改进现役飞机和设计新机空速系统中起着重要作用。本文依据多年来大量的气动计算和风洞实验所到的结果,叙述了气补偿空速管的原理、分类、设计思想、特点,风洞校准,气动计算,使用和发展等情况。 相似文献
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阐述了攻角测量误差的成因和攻角试飞校准的必要性。选定机头空速管攻角传感器为攻角试飞的测试基准,分析其攻角探测特性,并运用细长旋成体理论重点计算了机体绕流对攻角测量的影响量。探讨了攻角试飞测试基准的误差修正问题。 相似文献
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基于虚拟载荷校准试验的襟翼曲柄测载方法 总被引:1,自引:0,他引:1
飞行载荷测量是验证飞机结构完整性,完成飞机定型必需的试验项目。基于应变法的飞行载荷测量方法通过地面校准试验构建应变与加载载荷之间的对应关系,然后将飞行实测应变代入载荷模型求得飞行载荷。某型飞机襟翼驱动曲柄几何外形不规则,具有轴向弯折、截面非对称等特点,载荷测量存在困难。基于该襟翼驱动曲柄的运动机理及襟翼操纵机构的传力路径研究,对曲柄进行受力分析,提出曲柄载荷测量方法,并利用虚拟载荷校准试验的手段对本方法进行验证。结果表明,本文方法是正确、有效的。 相似文献
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攻角传感器的安装与校准 总被引:2,自引:0,他引:2
提出了攻角传感器的最佳安装选位条件、安装要求和典型的安装结构,重点阐述了攻角传感器的校准问题。为了校准,必须进行攻角试飞,以探求攻角修正值的规律。攻角试飞的测试基准,选用装在机头空速管支杆上的风标式攻角传感器,并以表速为参量,对攻角试飞数据进行处理。这种处理攻角试飞数据的模式有其独特之处,应用于L8型飞机,效果良好。 相似文献
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为了在FL-21风洞中标定气动补偿空速管,有必要分析试验数据的精准度要求。对流场特性测量与分析、试验方法改进、试验标模系统的建立等方面的研究,提高了气动补偿空速管的试验测量精度和稳定性,为气 动补偿空速管用于飞机/导弹的测高测速系统改造和设计提供了可靠的依据。 相似文献
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连续变迎角测力试验技术在大型暂冲式跨声速风洞中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
由于暂冲式高速风洞运行时间短暂,普遍采用阶梯变迎角方式进行静态测力试验,其试验信息量难以满足先进飞行器研制的试验需求。为在暂冲式高速风洞中获得更为详尽的气动力信息,在2.4m跨声速风洞中进行了连续变迎角测力试验技术应用研究。主要介绍了该项试验技术的基本特点,给出了J7标模的主要试验结果。结果表明,该项试验技术获得的气动力数据与常规阶梯方式具有很好的一致性,可以满足工程实用的要求。 相似文献
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采用模拟退火法阵列优化设计技术设计了对数螺旋麦克风阵列,开发了基于“波束成型理论冶的阵列试验数据处理软件。将风洞麦克风相阵列噪声识别技术用于SCCH模型增升装置气动噪声研究,开展了增升装置气动噪声源的远场定位探测和强度测量,并用数据处理软件对风洞试验数据进行处理。试验结果表明,随着观察频率的变化缝翼噪声声源的位置与强度会发生变化,襟翼侧缘噪声是一个宽频噪声,不同频率下其强度分布存在差异。同时也发现缝翼安装支架对缝翼和襟翼气动噪声声源有较大影响。文中也给出了多种工况下缝翼和襟翼噪声源分布。 相似文献
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风洞虚拟飞行试验模拟方法研究 总被引:3,自引:0,他引:3
风洞虚拟飞行试验是把飞行器模型安装在风洞中具有三个转动自由度的专用支撑装置上,让三个角位移可以自由转动或者按照飞行器的飞行要求实时操纵控制舵面,来实现较为逼真的模拟飞行器真实机动运动过程,进而达到探索其气动/运动耦合机理的目的。发展风洞虚拟飞行试验,其模拟方法是必须要解决的核心理论问题。针对某典型导弹,开展了铅垂平面内三自由度俯仰运动的开环控制和闭环控制飞行仿真模拟,分析了风洞虚拟飞行试验和真实飞行之间的主要差异及其影响,研究了风洞虚拟飞行试验的模拟方法。结果表明:对铅垂平面内的三自由度俯仰运动,采用俯仰角速度反馈的经典三回路自动驾驶仪闭环控制方式,风洞虚拟飞行试验能够较为逼真地模拟真实飞行过程。 相似文献
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对大数据背景下科学研究模式新的变化进行了剖析,探讨了"战略性阅读"的由来及内涵,然后以"战略性阅读"的支持工具之一HistCite为例,以"数字图书馆"主题领域为宏知识来源,研究了如何运用引文分析工具来支持用户对海量数据进行深度分析。 相似文献
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风力机翼型动态测压试验技术研究 总被引:2,自引:0,他引:2
结合国家高技术研究发展计划课题"风力机先进翼型族的设计与试验研究",针对动态试验设备研制、数据采集和处理方法,在西北工业大学1.6m×3.0m低速翼型风洞(NF-3风洞)开展了风力机翼型动态测压试验技术的研究。采用S809风力机翼型模型,在雷诺数0.75×106和1.4×106、迎角-2°~+18°条件下,通过改变模型3个平均迎角、3个振荡频率和2个振幅角等状态,进行了动态测压试验,并与静态测压及国外试验结果进行了对比。结果表明:NF-3风洞研制的试验设备,采用的数据采集和处理方法能够应用于风力机翼型的动态测压试验,并可推广应用于其他的翼型动态测压试验研究。 相似文献
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采用一个典型的双垂尾鸭式布局模型,利用CFD手段对垂尾导致大迎角升力减小现象的机理进行了研究。发现在低速大迎角条件下,前体脱体涡在机身后体诱导出向外的速度分量,致使垂尾处于"侧滑"气流中,增大了垂尾内侧压力,与此伴生的逆压梯度,削弱了前体涡强度和稳定性,从而使飞机升力减小。根据这一发现,设计了减小垂尾面积、垂尾前缘内偏和变化外倾角3种改善措施。通过风洞试验验证,减小垂尾面积和垂尾前缘内偏具有明显的改善大迎角升力特性的效果。 相似文献