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针对目前风洞试验技术的发展对风洞天平测量精度的更高需求,研制一台六分量杆式高精度轴向力测量天平,应用新型轴向力测量元件结构形式,并采用有限元方法对其进行了优化和改进。轴向力结构设计采用将测量元件置于天平轴线上的"设计中心位置"的方式,并通过在测量梁上设置铰链以及轴向力测量梁的非对称设计,最终使各气动载荷分量对轴向力的干扰应变输出近乎为零,彻底解决了杆式应变天平轴向力的测量干扰问题。同时,该设计还改善了天平各分量载荷作用在轴向力测量梁上交错复杂的应力分布状态,提高了天平的长期稳定性。天平校准和标模试验结果表明,该天平轴向分量具有较高的测量精、准度,可满足现代风洞试验的高精度轴向力测量需求。 相似文献
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内式应变天平的轴向力元件结构在受到大载荷尤其是大力矩载荷后,其支撑片上的最大应力是限制天平最大承载能力的主要因素。研制了一台大力矩内式应变天平,并采用有限元分析方法对轴向力元件的支撑片和测量梁进行了优化和改进。将支撑片的外形由传统的等截面改进为变截面,减小支撑片中间部位的厚度,并增加两端的厚度,在保持天平轴向刚度一致的基础上,降低了支撑片上的最大应力;采用变截面结构的轴向力测量梁,减小了测量梁上的应变梯度。有限元分析结果表明:与传统的等截面支撑片相比,变截面支撑片上的应力分布比较均匀,其根部最大应力减小了20%以上;与等截面测量梁相比,变截面测量梁上的应变梯度降低了79%。天平校准结果与有限元分析结果一致,风洞测力试验也表明该天平具有良好的稳定性。 相似文献
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针对天平轴向力受法向力干扰较大的问题,提出了一种竖直梁轴向力元件的改进结构。通过理论分析和有限元仿真,获得了轴向力/法向力作用下的轴向力元件变形情况;对结构进行受力分析,得到法向力作用下的轴向力测量梁的变形特点及变形原因。提出了一种改进的轴向力元件测量梁结构,测量梁与主梁的连接夹角为不等于90°的优化夹角,该夹角通过仿真结果中的法向力对轴向力的干扰输出与轴向力有效输出之比和该夹角的线性函数关系获得。对改进的天平轴向力元件的有限元仿真结果表明:与传统轴向力元件相比,改进结构的轴向力有效输出仅减小2.77%,但法向力对轴向力的干扰输出减小了99.32%。改进的轴向力元件具有良好的抗法向力干扰的效果,适用于具有大升阻比特性的飞行器风洞模型气动力试验要求。 相似文献
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微量滚转力矩测力试验是一项非常重要的风洞试验。相对于常规测力试验,微量滚转力矩测力试验的滚转力矩载荷小,量值在0.5N·m以下,同时滚转力矩载荷与其它的气动载荷量值相差较大,采用应变天平测量微量滚转力矩,很难实现六分量天平结构设计。针对这一问题我们开展了六分量微量滚转力矩天平的研究工作,通过优化天平结构,在现有技术手段的基础上提出了复合式六分量天平结构设计解决方案,不仅实现了六分量微量滚转力矩天平结构设计,而且其滚转力矩系数mx0的测量误差Δmx0<1.1×10-6。本文主要介绍了复合式六分量微量滚转力矩天平研究的关键技术及主要技术措施,并给出了天平分析计算、静态校准和试验测量结果。 相似文献
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在小直径风洞中由于模型尺寸的限制,飞行器的全弹(箭)测力试验必须使用内置小直径杆式天平,其直径往往小于20mmm.横向布置的轴向力元件显著降低了天平的局部刚度,致使轴向力元件的尺寸、相对位置和结构形式共同决定了干扰输出特性.在给出了FD-07风洞使用的两支Φ20mm杆式应变天平静校结果中的轴向力分量干扰输出情况后,通过有限元计算结果分析了造成两支天平轴向力单元干扰输出差别悬殊的原因,指出了真实边界条件对轴向力测量元件设计的显著影响.针对小直径杆式天平提出了降低轴向力单元干扰输出的既简单又有效的两种设计方法. 相似文献
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受大展弦比试验模型和天平结构条件限制,在高速风洞中采用传统结构的片式铰链力矩天平难以实现对操纵舵气动力的精确测量,其主要原因是传统片式铰链力矩天平无阻力测量单元,无法测量阻力,使得阻力对铰链力矩测量的干扰无法修正,同时传统结构的片式铰链力矩天平在试验中受机翼变形影响较大,影响试验数据精准度。针对这一问题,在中国空气动力研究与发展中心高速所开展了单固支带阻力元片式铰链力矩天平结构设计研究,并成功应用于某飞机模型舵面铰链力矩测力试验。校准数据以及试验结果表明,该天平能够有效测量阻力,基本消除了机翼变形对测量的影响,同时还可以减小附加力矩,增加天平载荷匹配性,有效提高试验数据质量。 相似文献
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根据民机张线测力试验的特殊要求,研制了一台套筒结构形式的张线天平.详细介绍了该天平在研制中遇到的难点、关键技术的解决措施以及研制的结果.天平元件布置在φ58mm的外套筒上,内杆直径为φ44mm,外套筒和内杆通过楔块焊接在一起.法向力、俯仰力矩和滚转力矩为拉压变形,横向力和偏航力矩为“S”形变形,轴向力为弯曲变形,元件支撑部分受拉压变形且刚度较强.通过对天平进行有限元分析,在法向力和俯仰力矩作用下,得出的应变结果与实际输出基本吻合.风洞试验结果表明:天平设计合理,天平外套筒、内杆及张线支撑系统刚度好,天平各分量测量精度高. 相似文献
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飞机气动力特性是飞机特性的基本表征。发动机的引流对气动力的影响直接关系到气动力建模的准确性、飞行品质和飞行安全。将真实涡喷发动机安装在某缩比验证飞机内,较逼真地研究了发动机推力大小、空气流动速度大小和方向等对气动力的影响。结果表明,发动机引流对验证机气动力的影响主要体现在轴向力、法向力和俯仰力矩上,发动机推力越大,引流效果越明显,且在超过失速迎角后的某迎角处法向力和俯仰力矩的增量达到最大值;而在不同侧滑角、一定风速范围内以及舵面偏转等情况下,发动机引流引起的气动力增量主要表现在失速迎角附近。因此在进行大迎角机动研究时,必须考虑发动机引流对气动力的影响。 相似文献
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要解决先进飞行器的气动/运动非线性耦合问题,就需要建立气动/飞行力学一体化的虚拟飞行试验平台,用于获取飞行器机动飞行过程中的非定常气动力特性,弄清气动/运动非线性耦合机理。2.4m×2.4m 跨声速风洞(以下简称2.4m风洞)虚拟飞行试验天平研制技术是虚拟飞行试验机理性研究的关键技术之一。由于试验模型为两段的细长结构,天平设计空间受到限制,并且载荷极不匹配。风洞试验研究要求天平不仅要实现分段模型气动力的测量,还要实现两段模型的同步小摩擦滚转运动,传统天平无法满足试验要求。新设计的天平采用一种带有轴承和心轴的环式“双天平”新结构,较好解决了载荷匹配问题以及测量与运动之间的矛盾。天平设计利用有限元软件ANSYS进行应变和应力分析与优化,并设计了耦合式电桥。天平静校和风洞试验数据表明,该天平满足风洞虚拟飞行试验机理性研究的要求。 相似文献
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以某战术导弹折叠尾翼为研究对象,采用动态测力天平和加速度传感器以及角度传感器作为测量元件,获得了折叠尾翼在快速展开过程中气动力的试验结果.还介绍了尾翼展开过程中气动力的处理方法,不同试验状态下对数据的特殊处理.对试验结果进行分析后表明,所采用的试验技术可行,试验数据可靠. 相似文献
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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。 相似文献
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传统应变测量方法在小量程气动力测量方面存在灵敏度不高的问题。针对此现象,从单分量入手,设计以位移测量法为基础的悬臂梁天平。以3台悬臂梁天平为例:1台传统应变天平,2台不同槽深的新型位移天平,分别进行静态校准试验及有限元仿真。将光纤应变计应用于1 mm 槽深位移天平,进行准度计算;将光纤、电阻2种应变计同时粘贴在传统应变天平及2mm槽深位移天平,进行2种应变计及2种测量方法的性能对比。由试验结果可知:试验中1mm槽深位移天平准度为0.02%;2mm槽深位移天平位移法测量灵敏度相比传统测量方法提高3倍;2mm槽深位移天平灵敏度为1mm槽深天平的1.57倍,但准度有所下降。本研究为小量程气动载荷的测量提供新思路。 相似文献