数据库在1.2米×1.2米跨超音速风洞中的应用

本文简单介绍在1.2米×1.2米跨越音速(FL-24)风洞中使用的数据库结构,着重介绍使用的情况,也涉及数据库的管理问题。从文中可以领略到使用数据库的意义。     

1.2米跨声速风洞中的外挂物可控轨迹试验技术研究

本文简要地介绍了在中国空气动力研究与发展中心的1.2米跨超声速风洞中所作外挂物可控轨迹试验技术研究的情况,着重介绍了系统的硬、软件的简况、轨迹生成和试验技术等,并提供了外挂物轨迹测量的某些结果。     

1.2m×1.2m跨超声速风洞条带悬挂支撑天平研制

条带悬挂支撑天平是1.2m×1.2m 风洞条带悬挂支撑测试系统中的重要组成部分,为确保天平研制成功,通过有限元分析仿真提出了一种“E”型天平新结构。天平有限元仿真、静态校准、动校和风洞试验结果表明天平结构合理,性能优良。     

1.2公里原湾 流注在寸土寸金的成都国际城南涵养一个纯别墅大境

国际城南,成都高端人居聚集地。十年淬炼,国际都会蔚然大成,城市别墅已是少数,城市纯别墅社区,更如钻石珍贵。城南逸家,紧邻成都新的行政中心,距成都七中仅2000米,奢享城市极致配套,拥揽1.2公里江安河,传承吸纳皇家贵宵的新古典主义建筑精髓,缔造城市中央具有标志性的百年经典别墅     

感应同步器在攻角机构上的应用

弓形感应同步器首次用于检测1.2米×1.2米风洞攻角机构的角度。本文主要介绍弓形感应同步器的原理和静、动校情况。     

CARDC 0.24米×0.2米引射式跨声速风洞

本文简要地叙述了 CARDC0.24米×0.2米引射式跨声速风洞建设的目的,风洞回路、主要特点、风洞的运转和风洞的测控系统以及风洞的主要性能。     

New Dynamic Derivatives Balances in 1.2m Transonic Wind Tunnel at CARDC(英文)

RenBinWiththeadventofnewfighterandmissileprojects,aneedforimproveddynamictestingofwindtunnelmodelsaroseatCARDCinthetransonicspeedrangs.Soduringlastfiveyears,newforcedoscillationapparatusandmeasurementsystemusedtomeasurebothrolldampingandpitch/yawdampingin1.2m×1.2mtransonicwindtunnelhavebeendeveloped.Theapparatusincludeapitch/yawoscillationbalanceandarolloscillationbalance.InNovemberl995,wefinishedthewindtunnelverificationtestsoftheStandardDynamicsModel(SDM),asimplifiedfighteraircraftmod…     

异步电动机在数控系统中的应用

本文介绍了用于1.2米×1.2米跨超音速风洞柔壁喷管型面控制的异步电动机数控系统及共抗干扰措施。实践表明,异步电动机数控系统用于位置和角度控制,是可行的,且有较高的经济性。     

CARDC8米×6米风洞直升机旋翼机身组合模型试验台研制

本文简要介绍了气动中心低速所新近研制成功的8米×6米风洞直升机旋翼机身组合模型试验台的概况、主要分系统调试结果、BO-105直升机旋翼动力相似模型地面悬停试验及风洞试验结果。结果表明:试验台及各分系统的性能已达到设计要求;试验台振动水平低;工作可靠;风洞试验数据的重复性好;与西德宇航院飞行力学研究所在 DNW8米×6米风洞中的试验结果有良好的一致性。经地面试验及风洞试验的考核,试验台已具备交付验收和使用的条件。试验台的研制成功,为我国大型低速风洞开展直升机旋翼模型风洞试验奠定了坚实的基础。     

4米×3米低速风洞模型姿态角控制系统

本文介绍了中国空气动力研究与发展中心低速所4米×3米低速风洞模型姿态角控制系统的设计思想、构成、控制方式、工作过程,运行功能及特点,以及达到的主要技术指标等。该系统采用以主控微计算机系统和前位机系统为核心的多闭环直流伺服控制的方式,是一个完整独立的控制系统,同时,它又接受上位机的指挥,作为风洞分布式测控处系统的子系统而工作。它在控制方式、分布式系统子系统组成、机械天平和上转盘、下转盘高度准确地同步运行以及功能完善等方面作了全新的尝试。     

4米×3米低速风洞实际攻角测控系统

本文介绍了中国空气动力研究与发展中心低速所４米×３米低速风洞实际攻角测控系统的设计思想、系统构成、实际攻角的测量原理、测量方法、系统软件包及达到的主要技术指标。该系统成功地将加速度传感器用于模型实际攻角的测量，并用于尾撑大攻角控制系统，测控范围可以覆盖－３０～１１０°的攻角行程；首次实现了实际攻角的测量一体化，为大攻角试验和实时攻角测量打下了良好的基础。     

1.2m跨超声速风洞新型捕获轨迹系统研制

为提高武器干扰与分离特性测量的风洞试验能力,满足客户不断提高的试验需求,CARDC设计了一套1.2m跨超声速风洞新型捕获轨迹系统.简要介绍了新系统的设计和实现的主要技术指标以及应用情况,风洞调试结果表明,新系统在行程、试验效率、系统可靠性和试验M数范围等诸多方面有了很大进展.     

米-28新型武装直升机首飞成功

~~米-28新型武装直升机首飞成功     

中国高原铁路首条万米特长隧道贯通

拉日铁路（拉萨至日喀则）盆因拉隧道4号横洞和3号横洞近日贯通,标志着中国高原铁路首条万米特长隧道成功贯通。 盆因拉隧道位于青藏高原西南部、雅鲁藏布大峡谷北麓,全长10410米,是拉日铁路第一重难点工程,也是青藏高原首条万米特长隧道。     

8米×6米风洞直升机旋翼机身组合模型试验台的动态特性测试及初步分析

本文介绍了8米×6米风洞直升机旋翼机身组合模型试验台的动态特性测试,给出了试验台在不同工况下的固有频率及振型。并在试验的基础上,进行了试验台安装 BO-105旋翼模型时的地面共振问题的分析计算,确定了旋翼临界稳定转速。同时,初步分析了有关参数对试验台动态特性的影响。     

2米量级直升机旋翼天平

通过对２米量级直升机旋翼的试验表明：天平测量原理正确、设计分理、刚度大、干扰小、静校准精度较高，其动态特性与整台直升机旋翼试验装置匹配良好，较好地满足了直升机旋翼试验要求。     

1.2m高速风洞CTS装置新控制系统及其应用研究

为了满足当前日益增多的外挂物捕获轨迹试验的需要,急需提高1.2m高速风洞CTS装置原控制系统的可靠性和稳定性。采用以工控机为核心、以5650伺服控制器和PDC伺服驱动单元为主要模块的控制系统,代替了原来以单板机为核心的控制系统,并已成功地应用到多项型号分离轨迹试验中。风洞试验表明,新的控制系统有其突出的特点,其稳定性、可靠性、位置控制能力和试验效率均有较大的提高。     

Φ1.2 m高超声速风洞引射系统设计与性能试验

针对大型高超声速风洞总增压比高、抽吸范围宽、多级参数匹配等要求,开展了Φ1.2 m高超声速风洞多级引射器系统设计计算与抽吸试验研究。通过对无风洞主气流时第一、二、三级引射器的单级性能调试和多级组合性能调试,获得了三级多喷管中心引射器不同工作参数组合的抽吸性能,试验段静压最低达660 Pa。据此,总结得到了多级引射器高效运行的参数匹配原则。有风洞主气流时的引射系数试验结果与理论计算结果吻合较好,验证了多级多喷管引射器气动设计方法的可行性。设计结果可靠,可为高超声速风洞或其他地面气动试验设备的多级引射器系统设计与运行提供技术参考。     

BO－105旋翼模型第二期8米×6米风洞对比试验

１９９２年７月，在保持桨尖马赫数不变（ＭＴ＝０．６４）的条件下，利用ＢＯ－１０５旋翼动力相似模型（１：２．４５），在气动中心低速所８米×６米风洞进行了第二期悬停和前飞对比试验。本期试验结果与１９９０年的第一期试验结果以及国外的有关结果有较好的一致性。悬停时，旋翼功率～拉力特性、旋翼口质因素、桨叶稳态挥舞力矩、桨毂力矩特性等皆与１９９０年试验结果和国外试验结果吻合较好。等拉力系数配平前飞时，旋翼各操纵角～前进比曲线和前飞需用功率～前进比曲线与德国宇航院（ＤＬＲ）的试验结果比较一致。但桨叶信号与１９９０年的结果尚有一定差别。     

CARDC 0.1米低温风洞的工程设计和运行特性

为研究低温风洞的设计运行技术,CARDC(气动中心)建成了0.1米×0.1米低速低温风洞。本文叙述该风洞的结构、供氮系统和排氮系统的设计特点和运行结果。当马赫数范围为0.04～0.25,风洞气流总温最低降至93开,单位雷诺数最高达40×10~6/米时,风洞的运行能力超过25分钟。