跨声速风洞模型主动减振系统试验研究

为解决跨声速风洞测力试验模型的俯仰振动问题,研制了一套主动减振系统。该系统利用了模型/天平/支杆系统的响应特性,采用主动控制方法,以天平信号作为输入,采用速度负反馈,使用安装在支杆后端主动接头内的压电陶瓷作动器来抑制模型振动。地面试验结果表明,主动减振系统使模型/天平/支杆系统的俯仰一、二阶阻尼比分别提高20.8倍和12.8倍。风洞试验结果显示,法向力和俯仰力矩振动幅度分别下降71.0%和57.5%,风洞试验结果还表明主动减振系统对气动系数的影响相对较小。主动减振系统在多个模型的风洞试验中也得到验证,显示出良好的减振性能和模型适应性。     

提高变体飞机风洞测力试验精度的方法研究

变体飞机风洞试验主要测量机翼等变形过程对流场的扰动引起的动态气动力、力矩和力矩操纵效率变化.相对于常规测力试验,由于模型的变体运动导致试验数据精度差.本文对纯机械驱动的变体飞机模型的风洞试验精度的主要影响因素进行了分析,从试验方案、数据采集触发方式和数据处理方法等进行了改进.验证试验表明,试验精度大幅提高,升力系数重复性最大误差约为0.00538,阻力系数重复性最大误差约为0.00098,俯仰力矩系数重复性最大误差约为0.00113,动态试验精度达到常规试验水平.     

无人机气动力地面车载测试系统

介绍了中国航天空气动力技术研究院开发的一种用于测量全尺寸无人机气动力的地面车载测试系统(GTV).车载测试系统采用一辆中型卡车进行相关改造,将试验无人机机身安装在其顶部,通过汽车牵引能够达到40km/h的速度.一套专用的测试天平系统和数据采集系统用于记录试验中无人机产生的升力、阻力以及俯仰力矩等数据.主要介绍测试天平系统的设计,数据采集测试系统,测试方法和试验结果.多元静态原位校准加载结果表明天平测试系统输出信号线性度以及重复性较好.动态校准试验采用一副定常展弦比6的机翼进行,试验结果与已知的风洞试验数据进行了比对.车载测试系统试验结果的升力和俯仰力矩数据不同车次之间重复性较好,并且与风洞试验数据基本一致.但阻力数据的离散度要比风洞试验时大得多,并且试验结果比风洞试验时偏小一些,试验证明地面车载测试系统的阻力测量难度较大.     

2.4m×2.4m跨声速风洞半模测力天平研制

2.4m×2.4m跨声速风洞半模测力天平载荷大且极不匹配,在设计上,采用了串联结构,分三个元件段,分别测量轴向力A与偏航力矩Na、俯仰力矩M及法向力N与滚转力矩L分量,在元件与元件之间安排有35mm长的等直段,有效地防止各分量间的相互干扰。专门设计的加载头,刚度极好,保证了天平校准与风洞试验的一致性,提高了风洞试验数据的可靠性。于2002年5月完成了型号试验,试验结果与荷兰的HST风洞的试验结果的一直性较好,半模测力天平的成功研制填补了我国大风洞半模型测力试验的空白。     

钝锥动态转捩风洞试验

钝锥飞行器俯仰振动时，非对称边界层转捩区前后移动相对于俯仰角运动的滞后将产生显著的非定常气动效应，导致飞行器俯仰动稳定性降低，严重时甚至会导致运动失稳。将基于气浮轴承的动态试验技术与转捩红外测量技术相结合，建立了钝锥动态转捩风洞试验技术。该技术采用气浮轴承提供俯仰运动自由且阻尼极低的支撑环境，采用红外热像仪实时测量飞行器表面整体转捩状态。开展了9°钝锥标模动态转捩试验，研究模型绕俯仰轴转动时边界层转捩区前后移动的非定常气动作用与飞行器运动的耦合效应。测量试验观察到了动态转捩试验迎角振荡现象，并发现了转捩区前后移动相对于迎角振荡的滞后现象，获得了转捩滞后时间。     

气动力测量香港宝莲寺大佛铸像模型

本文扼要介绍香港宝莲寺大佛模型在北京空气动力研究所的3米×3米低速风洞中的试验情况。试验结果表明,全模型气动力中,轴向力系数最大,侧力系数次之;力矩中俯仰力矩系数最大。滚转力矩系数次之。右手气动力以轴向力系数为最大,力矩以俯仰力矩系数为最大。右手最大轴向力约占全模型最大轴向力的6.5%。佛身对右手的气动干扰是严重的。雷诺数对模型气动特性没有明显的影响。     

套筒式张线天平的研制

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.     

复合式结构微量滚转力矩六分量天平研究

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。     

俯仰-滚转动导数天平装置

本文介绍俯仰-滚转动导数天平装置,着重介绍其运动机构和测量机构。此裝置已经做过三期实验,重点介绍第三期实验用的改进型。装置的特点是 M_z 电桥电气中心、俯仰运动转心、模型气动参考中心和模型质心四心重合。俯仰振动是由步进电机驱动的,通过轴承支撑的模型又能在气动力驱动下自由滚转。俯仰频率和滚转速度被 LDC-825计数器和 B·K 公司转速计记录。模型的俯仰力矩 M_z和俯仰角θ值分别用应变电桥测量。信号被 Neff-720系统和 XR-7000磁带机进行数据采集处理和模拟量记录显示。这是国内第一套成功地用于跨超声速风洞飞机模型实验,四心重合的俯仰-滚转实验装置。力矩 M_z 和俯仰角θ的输出信号是非常满意的,已经为某预研型号提供了(?)导数的测量结果。     

低速振荡三角翼气动特性研究

对后掠角７０°尖前、后缘三角翼进行了低速风洞试验。用五分量内式应变天平测量了静、动态气动力。考核了动态试验装置、测试系统和数据采集／处理方法。模型静态法向力测量结果跟文献［１］实验符合；在一定折合频率范围内作大振幅动态运动时，法向力和俯仰力矩出现过冲量；动态失速延迟；上仰和下俯运动产生的气动载荷形成滞后环。用俯仰气动阻尼表示滞后度并确定振荡稳定特性。文中还对实验结果用傅里叶分析作了预测，二者趋势一致。     

确定风洞模型压力中心的变距测力试验

本文提出了采用变换模型相对天平校准中心位置来测得同一状态下的不同俯仰力矩值,再通过数学处理或作图获得小攻角下的精确压力中心位置的试验方法。某型号用本方法试验得到了令人满意的结果。     

高速风洞大振幅俯仰动态试验技术研究

在高速大迎角时的动态气动特性是衡量新一代高机动飞行器气动性能的重要参数之一。笔者介绍了在CARDC的FL 21与FL 24高速风洞配套的大振幅俯仰动态失速实验系统。该系统包括:FL 21与FL 24高速风洞大振幅俯仰运动机构;俯仰运动控制系统;数据采集与处理软件系统。该系统可以在高速风洞中真实模拟飞行器大振幅俯仰运动,并测量其相应的非定常气动力的变化,也可以为飞行器的飞行力学动态性能分析或飞行模拟器提供非定常气动力数据。试验研究初步揭示了航天飞机OV102模型高速大迎角俯仰运动的动态气动特性。     

大飞机布局模型跨声速风洞实验尾支撑干扰研究

对某大飞机布局风洞实验尾支撑干扰开展了数值模拟和实验研究,发展的数值方法计算结果与风洞实验结果有很好的一致性.对于类似构型的飞机,在迎角-2°~6°范围,可认为尾支撑干扰量随迎角呈线性变化,采用前位叶片支撑作为辅助支撑带来的二次干扰量可以忽略,新型双天平辅助支撑系统试验进一步验证了这一结果;尾支撑对机身、尾翼、机翼等部件的绕流都有影响,干扰量随构型而变,对阻力、力矩影响较大,且随Ma数变化,因此不同构型实验数据需要单独修正.所发展的带风洞支撵系统的数值模拟软件能够满足工程应用要求,可用于支撑干扰修正研究以及风洞实验支撑系统优化设计.     

短钝外形飞行器自由振动动导数试验技术

为研究短钝外形飞行器的动稳定特性,基于自由振动动导数试验方法在1.2 m量级亚跨超声速风洞中建立了动导数测量试验技术。通过新设计的弹性铰链和轴承铰链解决了短钝外形飞行器弹性支撑和低频振动模拟问题。利用新建立的试验装置研究了马赫数、迎角、减缩频率对动稳定特性的影响。在短钝外形飞行器气动力特点下,新设计的弹性铰链能够满足模型支撑和振动需要,轴承铰链的支撑方式可以在风洞中模拟接近实际减缩频率的振动。在亚跨超声速风洞中完成了某短钝外形飞行器俯仰动导数的测量,获取了俯仰动不稳定状态点,为此类飞行器的动稳定特性研究提供了试验基础。     

非对称飞行器级间分离时喷流干扰特性试验研究

针对非对称飞行器在稠密大气层内级间分离时喷流干扰下的气动特性问题,采用捕获轨迹试验的网格测力技术和喷流试验技术相结合的试验方法,进行了风洞试验研究,研究了在不同来流马赫数、不同迎角、级间分离时一级与二级不同相对位置以及有无喷流状态下的气动干扰特性.详细论述了模型在风洞中的支撑方式、试验方案、喷流模拟参数的选择等,给出了典型试验结果,并进行了详细分析.结果表明:无喷流时,级间分离过程中的干扰流场使二级飞行器法向力减小,产生抬头俯仰力矩;喷流干扰则使法向力进一步减小,使抬头俯仰力矩进一步增大.试验结果已成功应用于某飞行器飞行试验中,试验数据精度满足工程要求,并被飞行试验验证.     

高超声速一体化飞行器冷流状态气动特性研究

采用数值模拟和风洞实验方法.对高超声速一体化飞行器缩比模型在发动机关闭以及发动机通流状态下的气动特性进行研究.实验中采用彩色纹影系统对缩比模型飞行器的超声速流场进行显示,并通过六分量应力天平测得了全机的升力、阻力和俯仰力矩,数值模拟气动力系数以及流场特征与实验结果吻合较好,同时分析了飞行器保持静稳定状态下的质心选择范围.结果表明进气道开启之后飞行器升力阻力以及抬头力矩显著下降,但此飞行器配平迎角仍较大.该实验结果验证了数值方法的可靠性并为飞行器构型设计提供了参考数据.     

减速板对水平尾翼的干扰研究

在ＮＨ－２风洞中对某机放减速板产生较大抬头力矩的机理进行了研究，通过减速板分离涡场的测量和测力试验表明，抬头力矩主要是由减速板分离涡在平尾处产生在的诱导下洗角所致，诱导下洗角涡机身轴线向后逐渐减小，减速板前移可以消除抬头力矩。保持原减速板位置不动时，减速板开孔减小涡强度可以减小抬头力矩，选择适当的减速板开孔率和开孔位置能使抬头力矩减小到可以接受的程度并且保持具有足够的阻力。     

2.4m×2.4m跨声速风洞虚拟飞行试验天平研制

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。