现代试验设计及其在空气动力学中的应用进展

科学的试验设计方法能够显著提高学术研究和工业生产的质量和效率。以空气动力学试验设计为背景，介绍了现代试验设计方法的研究进展:总结了风洞试验中单因子试验设计方法OFAT（One Fact at A Time）和现代试验设计方法MDOE（Modern Design Of Experiments）在试验目的、组织策略和试验结果3个方面的区别，分析了现代试验设计方法的优势；从试验样本选取、模型建立和结果分析3个方面梳理了现代试验设计方法的现状，着重介绍了试验设计中的填充设计和序贯设计两大类试验样本选取方法；对所述试验设计方法进行了算例演示；讨论了当前存在的一些关键科学问题和未来研究方向。     

连续式跨声速风洞设计关键技术

为研制先进飞行器,除了提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术外,必须建立高性能连续式跨声速风洞试验设备,解决飞行器高速风洞试验模拟能力和精细化模拟问题.以试验段尺寸0.6m×0.6m连续式跨声速风洞设计为例,给出了风洞总体设计方案,分析了如何降低风洞气流脉动、如何改善风洞流场品质、提高风洞运转效率和拓展风洞试验能力等关键技术途径.该风洞作为大型连续式跨声速风洞的引导风洞,方案设计主要采用了高压比压缩机驱动系统、半柔壁喷管、低噪声试验段、高性能换热器和三段调节片加可调中心体式二喉道等新型技术.     

脉冲燃烧风洞与连续燃烧风洞数据相关性研究

燃烧加热风洞是目前开展超燃冲压发动机地面模拟试验的主要设备。燃烧加热风洞的试验时间（脉冲式和连续式）及燃烧方式（氢-氧燃烧、碳氢-氧燃烧）均会对发动机试验结果产生一定影响。研究了氢-氧燃烧脉冲风洞与氢-氧燃烧连续风洞、酒精-氧气燃烧连续风洞的数据相关性。研究表明:对于同为氢-氧燃烧的脉冲风洞和连续风洞，在相同试验状态下，发动机推进流道压力系数分布规律一致，连续风洞试验的燃烧室压力高于脉冲风洞试验值，连续风洞的发动机推力收益比脉冲风洞高10%左右；对于氢-氧燃烧脉冲风洞和酒精-氧气燃烧连续风洞，发动机推进流道压力系数分布规律一致，连续风洞试验的燃烧室压力高于脉冲风洞试验值，连续风洞的发动机推力收益比脉冲风洞高5%左右。     

空天飞机的风洞试验

本文首先分析了一级入轨和两级入轨的空天飞机对风洞试验的要求,指出现有风洞试验能力在空天飞机推进试验方面存在明显的不足,然后评述了美国常规风洞和脉冲风洞的最近进展。主要讨论了不同加热形式的常规风洞的特点,介绍了美国可供空天飞机推进试验用的现有常规风洞和最近改建的设备;分析了脉冲风洞用于推进试验的优缺点,介绍了激波风洞、自由活塞激波风洞和膨胀管用于推进试验的情况。最后对我国的风洞发展如何满足空天飞机的要求提出了建议。     

犉犇-09风洞单点腹支撑系统研制

为了在风洞中发展新型的腹支撑方式,基于FD-09风洞现有的下大迎角机构,设计研制了一套新型的单点腹支撑系统。单点腹支撑系统具有系统简便实用、模型设计简单、支撑干扰相对稳定等特点。在地面效应试验中使用布置光栅尺位移传感器的新方法取代了传统的测量方法,大大提高了控制精度和试验效率。风洞试验表明:单点腹支撑系统的试验重复性精度较高,部分指标已经接近国军标的先进指标;单点腹支撑系统的支杆干扰量是稳定的,并且对大部分气动分量的干扰量是小量;与双点腹支撑系统比较而言,单点腹支撑系统具有支杆干扰较小的优势。     

一种新运行方式脉冲燃烧风洞研制及初步应用

介绍了一座喷管口径为600mm、利用氢与富氧空气混合燃烧产生高焓试验气流的脉冲风洞.风洞首次采用了活塞挤压为加热器供应燃料和路德维希管供应富氧空气的工作方式,实现了风洞试验过程中需多少燃料就供多少燃料,消除了采用路德维希管供燃料存在的弊端.自主研制的大通径快速阀取代了膜片,提高了设备运行效率.风洞在吸气式高超声速技术研究中得到了成功应用.     

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。     

内埋式模型操纵面自动变角度系统研制

针对风洞试验模型操纵面角度的改变,开发了内埋式自动变角机构及控制系统,对控制角度进行了地面校准,并采用三角翼模型进行了风洞常规测力实验、重复性实验和操纵面效率试验.结果表明,采用自动变角机构改变操纵面角度的试验精准度均较高,完全满足国军标的要求,说明本操纵面自动变角系统的研制是成功的,在风洞试验中可以代替人工更换角度片方式,大大提高实验效率.     

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.     

基于测控局域网集散系统的试验管理软件研制

介绍了8m×6m风洞试验管理软件的总体结构,讨论了该软件系统中局域网和主要子系统的设计和功能实现。该软件系统充分发挥了测控局域网集散系统的优势,实现了对风洞试验中试验流程和试验数据的集中管理,实现了对角度、速压以及数据采集等环节的分散控制,具有可靠性高、扩展性好、灵活性强等特点,形成了一套功能丰富、运行高效的试验管理软件系统。目前,该系统已成功用于风洞试验中,收到了良好的社会和经济效益。     

常规高超声速风洞模型自由飞试验发射装置设计与应用

自由飞模型发射技术是自由飞试验技术的关键技术之一。针对常规高超声速风洞,中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所对模型发射装置进行了详细设计与分析,并采用典型外形模型在某高超声速风洞上开展了模型自由飞试验（试验马赫数6.0）。试验结果表明:装置发射效果良好,模型发射后姿态平稳;根据不同风洞具体情况进行适应性尺寸改造,发射装置能够广泛应用于常规高超声速风洞自由飞试验。在发射装置结构设计时,模型的发射压力与发射速度应作为重要参数加以考虑;模型夹持器需根据模型的不同外形进行适应性设计。     

风洞试验方案智能优化设计方法研究

我国的航空航天装备发展已经进入了自主创新的崭新阶段,新一代飞行器气动设计的探索创新、优化定型需要高水平的风洞试验能力作为支撑。先进飞行器研制需要快速获取正确的气动外形关键数据,其高性能、高精度的发展趋势对风洞试验的数量和质量提出了更高要求。传统风洞试验方案设计和数据分析模式已经越来越不能满足需求,亟待有所突破。本文以飞行器地面试验分析为背景,应用支持向量机模型对试验数据进行建模分析,发展风洞试验方案优化设计方法和试验数据智能分析方法,探索气动数据与飞行器几何参数之间新的内在关联,构建风洞试验辅助设计和分析系统,提高风洞试验效率和试验数据的正确率,为先进飞行器气动设计提供技术支撑。     

基于机器学习的结冰风洞温度场预测

结冰风洞是开展飞行器结冰与防除冰研究的重要基础设施,其制冷系统通过调节压缩机吸气压力实现风洞内气流温度的精确控制,吸气压力控制及降温方式影响着风洞的试验效率。为实现压缩机吸气压力的准确预测,本文采用自适应粒子群算法优化后的支持向量回归（APSO–SVR）建立预测模型;在此基础上,利用多层感知机（MLP）神经网络建立分析模型,研究试验工况参数对风洞降温速率的影响。结果表明:压缩机吸气压力的预测值与试验值的平均绝对百分比误差（E_MAP）低于4%,均方误差（E_MS）低于0.003;影响风洞降温速率的工况参数主要有气流压力、试验风速、压缩机吸气压力和换热器出口初始温度,其中,压缩机吸气压力对降温速率的影响是最显著的。     

风洞试验模型舵机系统研制

提高试验效率一直是风洞试验的目标之一.介绍了中国空气动力研究与发展中心新研制的风洞试验模型舵机系统.地面调试与试验验证结果表明,新系统控制精度在满足国标要求的前提下,可大幅提高试验效率,降低能耗,具有很高的推广价值.     

风洞模型位移光学测量技术应用综述

风洞试验中,模型姿态的测量是影响数据精准度的一个重要因素,而测量上的一个微小变化,常常对实际应用价值造成巨大影响.当代测量技术发展的一个新领域是应用光学技术.概述了国外主要的风洞模型位移光学测量系统,包括测量依据、应用风洞、模型要求、数据后处理以及精度情况.这些测量系统应用于静态试验和动态试验中,用于模型位移、姿态角和弯曲变形的测量.从应用现状、应用环节、操作步骤、发展趋势等方面进行了描述,并给出了结论.比较这些模型位移光学测量技术可知它们各有优缺点,应用条件不一样.     

低速开缝壁风洞洞壁干扰若干性能探讨

为适应大攻角、高升力等试验的需要,许多国家正在研究或开始使用低速开缝壁风洞。为论证在我所建造低速开缝壁风洞的可行性,用涡格法对三种机翼模型进行了计算,并用所得结论指导了试验,其结果与实验结果比较符合。经分析得出:低速开缝壁风洞升力洞壁干扰与开闭比之间的关系接近对数变化规律。最佳开闭比随缝的加深而增大,每一座低速开缝壁风洞都有一个工作范围,在此范围内洞壁干扰量及下洗量均比相应的低速闭口和开口风洞小得多,因此证明了低速开缝壁风洞的性能确实优于低速闭口和开口风洞。又由于它制造和使用不太复杂,因而正以第二代低速风洞的姿态出现在人们面前。     

基于响应面法的低温风洞扩散段热力学模型修正

低温风洞运行过程消耗大量液氮和电力，洞体结构产生附加热应力和热变形，建立可靠的低温风洞热力学模型对研究风洞运行安全性和经济性是必不可少的。以低温风洞扩散段为方法研究对象，建立有限元热力学模型，为提高热力学模型和实际模型的相关性，使用响应面法对有限元热力学模型多个参数进行修正。通过对比分析温度、应力监测点试验数据和仿真数据的差别，确定驻室锥形体内表面对流换热系数为待修正参数；使用中心复合试验设计生成有限元热分析样本空间，以温度、应力监测点试验数据和仿真数据的残差均方和为考核指标，在样本空间内对残差均方和进行非线性回归分析，建立残差均方和的响应面模型；以所有监测点残差均方和总和为目标函数，在样本空间内进行多目标非线性优化分析，得到最优解；验证修正后的热力学模型，结果表明:（1）基于响应面法的热力学模型修正是可行的；（2）修正后的热力学模型分析数据与试验数据吻合性提高，并且适用于其它降温试验。     

航空工业1m量级高超声速风洞设计与建设进展

航空工业1 m量级高超声速风洞(FL-64)是国内最新建设的一座暂冲自由射流式大口径常规高超声速风洞,采用吹引式运行方式,同时考虑到低动压试验需要,另建有真空抽气系统.详细介绍了FL-64风洞的总体性能指标、关键部段设计、流场校测和标模试验结果.风洞性能指标如下:模拟马赫数范围4.0～8.0;总压范围0.1～8.0 M...     

遗传算法在风洞实验优化中的应用研究

为了提高风洞实验效率,降低实验成本,缩短实验周期,笔者探讨了将遗传算法引入到风洞优化实验中,实现了基于遗传算法的多段翼型实验规划.通过遗传算法对多段翼型的迎角及各段的偏转角度、重叠量和缝道宽度进行编码,由实验提供适应度值.对两段翼型的研究表明应用遗传算法规划风洞实验能够减少实验次数约40%.种群数为染色体长度的2倍时,算法能较好的搜索到最优值.初始群体值对算法的收敛性及计算效果基本无影响.此外,也模拟计算了4段翼型风洞实验,提高实验效率大约为87%~93%,可见遗传算法仍然有效且在大规模风洞实验中更有应用价值.