高超声速风洞多天平测力试验技术研究

在同一次试验中通过安装多台天平测量多个部件气动力,可以更加详细地了解飞行器的气动特性,并可以降低试验成本、提高试验效率。多天平测力技术在亚跨超声速风洞中应用已经非常成熟。但是,在高超声速风洞中,由于模型尺寸小、来流温度高,多天平的布局比较困难,所以目前国内在高超声速风洞中进行的多天平测力试验相对较少。为满足型号研制的需要,在 CARDC 超高速所的Φ1m 高超声速风洞上开展了多天平测力试验技术研究。选取某飞行器的3个控制舵为研究对象。针对试验模型径向尺寸小,而轴向尺寸相对较大的特点,确定采用铰链力矩天平轴线与测量舵转轴互相垂直的“纵轴式”布局方式;采用合理的小型化六分量天平结构形式,升降舵天平测量元件的长、宽、高尺寸为20mm×20mm×25mm;为更加真实地模拟天平的工作状态,设计了专用的加载头,并采用单元加载和组合加载相结合的方法进行校准,校准结果表明,天平主要分量的静校准度均在0.7%以内;在采取温度补偿措施之后,零点漂移明显减小;采用了天平-舵偏角变换装置一体化设计,有效提高了定位和安装精度。在Φ1m 高超声速风洞上开展的 Ma=5条件下的风洞试验结果表明,采用的多天平测力试验技术是可行的,可以应用到高超声速风洞测力试验中。     

高精度六分量应变天平研究

风洞天平测量精度是改善模型风洞试验测量精度的主要因素 ,我国进行了大量研究。本文做了三个方面的工作 :( 1 )设计低干扰的天平阻力元 ;( 2 )选择带温度补偿的高质量的应变计 ;( 3 )选择优质应变片并仔细粘贴。将这些科研成果应用于一台 1 8六分量应变天平上 ,并利用该天平在超音速风洞中对 GB-0 4标模进行气动力测量 ,其测量精度达到国际标准     

基于3D打印的风洞应变天平防护装置设计与应用

应变天平是风洞测力试验中的主要测量设备，对试验数据质量和运行效率具有重要影响。为了提高天平自身的防护性能，减少试验运行过程中的天平故障概率，提出了基于3D打印风洞应变天平防护装置的快速开发方法。分析了天平防护装置的需求，研究了3D打印天平防护装置的关键技术、设计因素与研制流程。开展了3D打印技术在设计优化验证和风洞试验天平防护装置研制2方面研究。分别设计了整体式水冷罩和组合式杆式天平防护装置。对于具有复杂内部结构的天平水冷罩，3D打印技术可以对设计优化结果进行验证评估。通过3D打印技术完成杆式天平防护装置研制，在风洞试验中对所使用的天平进行了防护应用。实际应用表明，防护装置可有效避免应变计及线路在校准、运输、模型装配和试验过程中损坏。相比传统机械加工，3D打印天平防护装置不仅能实现设计优化验证，而且可大幅降低加工周期和成本，促进了天平综合性能的提升。     

应力波天平在国内激波风洞上的应用

介绍了应力波天平的特点、原理,通过应力波天平设计、制作、校准、试验、数据处理等方面在中国空气动力研究与发展中心φ0.6m激波风洞上的应用情况,指出有必要在国内激波风洞上更进一步地开展应力波天平测力技术.     

脉冲燃烧风洞测力天平研制与应用

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。     

腹支天平的研制

为满足某工程高速风洞测力试验的需要,研制了一台腹支(φ44mm)六分量内式应变天平,以测量飞机的气动载荷。试验结果表明:天平设计合理,天平及其支撑系统刚度好,天平各元测量精度高。     

子弹干扰测力天平的研制

为了获得母弹模型的头部激波对子弹模型的干扰特性,在φ0．5m高超声速风洞进行了子母弹干扰测力试验技术的研究。在试验中,采用现有的φ20内式六分量天平测量母弹的气动力,采用专门研制的φ14内式六分量子弹干扰测力天平测量子弹的气动力。试验结果表明：专门研制的子弹干扰测力天平温度效应小、性能稳定、测值可靠,很好地满足了风洞试验的需要。     

ANSYS在压电天平设计中的应用

利用ANSYS力电耦合的有限元分析方法，对一台三分量压电天平的性能进行评估。主要进行了静力、模态和瞬态响应特性分析，静力分析的目的是获得天平输出与施加载荷之间的关系，评估压电天平各分量的主灵敏度系数和分量间干扰灵敏度系数；模态分析的主要目的是获得压电天平的各阶振动频率和振型，用于评估天平的频率响应特性；瞬态响应特性分析主要用于评估天平在瞬态载荷下的响应特性，评估加速度计惯性补偿的有效性。ANSYS分析结果表明:压电天平的各分量主灵敏度较高，具有较好的分量间抗干扰能力，设计的天平频响较高，加速度计实现了对天平输出信号中惯性振动信号的补偿，能够满足激波风洞测力试验的需求。天平校准和风洞试验结果表明:天平的实际性能与有限元评估结果一致。     

NF-6增压连续式跨声速风洞流场特性与标模试验

NF-6风洞是中国第一座增压连续式跨声速风洞.对NF 6风洞试验段流场特性进行了总结分析,研究结果表明该风洞具有优良的流场品质,总体上达到了设计要求,具备了承担型号和科研试验任务的能力.通过AGARD-B标模试验,进一步完善了NF-6风洞试验段流场品质校测项目,检验了该风洞的测力试验能力.NF-6风洞标模试验结果与国内外风洞试验数据吻合较好,试验精度和风洞平均气流偏角满足国军标要求,表明该风洞具备了测力试验的能力.     

高超声速飞行器脉冲风洞测力系统研究

吸气式高超声速飞行器具有各系统高度耦合的特点，现阶段的主要研究手段是在脉冲燃烧风洞中开展一体化飞行器带动力试验。针对脉冲燃烧风洞的特点，发展了一体化飞行器风洞试验快速测力方法。对试验模型和天平组成的测力系统进行了建模，获得了测力系统结构设计准则；采用数值仿真和锤击法获得了测力系统的模态，对试验过程中模型振动信号进行分析研究。结果表明:测力系统的振动频率满足测力要求，且其振动形式与锤击法测定模态一致。在脉冲燃烧风洞中开展的飞行器带动力试验结果表明:测力系统满足脉冲燃烧风洞测力要求，能够获得大尺度高超声速一体化飞行器气动力载荷，且满足精度要求，证明了在脉冲燃烧风洞中开展大尺度高超声速一体化飞行器技术研究的可行性。     

气动天平用箔式应变计几个问题的讨论

本文简要叙述气动天平用箔式应变计温度自补偿问题,讨论了应变计性能对气动天平精确度的影响,对施工工艺等诸因素影响气动天平的精准度、稳定性等问题作了较详细的分析,作者认为对气动天平进行温度补偿和弹性模量补偿对高精度气动天平是必要的。     

小展弦比飞翼布局高速标模测力天平研制

小展弦比飞翼布局的纵横向气动特性差异大,对天平测量与校准提出了较大挑战。专用天平针对其气动载荷特点和气动力试验需求,通过对常规片梁和柱梁组合的组合测量元件进行改进,提高了横向载荷的测量灵敏度,使得组合元件满足天平除轴向力外的5个分量的灵敏度测量需要。天平选用横Π型梁作为轴向力的测量梁,降低了其他分量对轴向力的干扰。在天平校准时通过施加纵向冲击振动的工程方法完成天平加载头的安全拆卸并应用于模型的拆卸。研制的天平已完成了相关风洞测力试验。     

风洞测力实验的数据采集和处理

本报告介绍西北工业大学空气动力研究室跨、超声速风洞中以微型计算机为中心的天平测试系统,总结了采用应变天平进行气动力测量,数据采集和处理的方法。     

激波风洞超燃冲压发动机推力测量技术研究

为满足高马赫数超燃冲压发动机研制的需求,在激波风洞中开展了超燃冲压发动机推力测量技术研究工作,采用压电式推力测量天平测量了超燃冲压发动机模型上的推力。根据试验模型的受力特性进行了天平设计与校准研究,并在激波风洞中开展了验证性试验。在天平设计中,采用有限元力电耦合分析方法对天平性能进行了预估。分析结果表明:天平主分量的灵敏度可达到17.447 mV/N,一阶振动模态可达到1022.40 Hz。在验证试验中,分别测量了超燃冲压发动机模型在喷注和不喷注燃料条件下的推力。试验结果表明:在2种试验状态下,发动机阻力差值最大约220 N,说明设计的压电式推力测量天平可分辨出不同试验条件下作用在发动机上的推力大小。     

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。     

高超声速风洞铰链力矩试验技术研究进展

针对高超声速风洞铰链力矩试验比低速和高速风洞铰链力矩试验模型尺寸更小、温度效应和缝隙窜流影响更大,试验难度更大的特点,“十一五”以来,在中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所的Ф1 m高超声速风洞上开展了高超声速铰链力矩试验技术研究工作。先后发展了基于纵轴式、横轴式以及其他布局方式的天平及其试验装置设计技术,探索了适用于高超声速风洞试验条件的减小天平温度效应的措施、舵偏角变换方式和天平校准方法,并开展了多轮验证试验。试验结果表明:发展的铰链力矩试验方法、试验装置、天平结构、舵偏角变换方式和天平校准方法等能够满足不同高超声速飞行器控制舵面气动力测量的需求;采取的天平两端加装隔热套和电桥桥路补偿等措施能够有效减小天平温度效应和缝隙窜流的影响。目前,本项试验技术已成功应用于Ф1 m高超声速风洞马赫数4～8（来流总温273～740 K）的舵面气动特性测量,铰链力矩重复性精度优于1.50%。     

大型高超声速风洞真空模式调试及流场性能校测

未来先进飞行器飞行高度不断增大,对风洞试验模拟能力的要求不断提高,需要高超声速风洞具备更低真空的运行能力,常规多级引射系统已不能完全满足要求.为提高风洞试验高度模拟范围,中国航天空气动力技术研究院(CAAA)在新建Φ1.2 m高超声速风洞基础上设计专用真空排气支路,实现了风洞压力真空模式运行.风洞系统调试及校测结果表明...     

大型回流边界层风洞的气动与结构设计

大型边界层风洞是开展风工程研究的必备装备。以浙江大学ZD-1边界层风洞的研制为背景,详细介绍了大型回流边界层风洞气动设计和立式结构设计中的关键问题,在风洞气动设计时采用了收缩比为4∶1的单回路单试验段气动轮廓,在试验段中设置了0.22°的当量扩散角,对拐角导流片外形作了特殊处理,并采用钢结构与混凝土结构相结合的立式结构。流场校验结果表明,大型回流边界层风洞的气动与结构设计能满足设计要求,某些指标甚至达到航空风洞的标准,在试验段中设置扩散角有利于降低轴向静压梯度,立式结构设计对提高试验段气流的水平均匀性有一定的作用,可为今后类似风洞的研制提供参考。