低速增压风洞气流参数的测量方法

本文根据低速增压风洞的工作性能包线，详细分析了马赫数Ma和速压Q的测量误差，同时给出了可行的测量方案及其科学的计算方法。     

风洞红外热成象实验技术的初步研究

本文介绍风洞实验红外热成像测技术的工作原理，特点和在西北工作大学速翼型风洞和低湍流度风洞应用红外热像仪诊翼型边界层转捩与ＣＦＤ和热线风速仪测量结果的比较和分析。     

FL-8风洞风速控制系统改造

本文给出了FL-8风洞风速控制系统改造的设计、功能和实现方法。本项目以HY-6050型D／A、MD采集板替换电位器，输出可控电压，进行大电机控制。系统采用上、下位机的方式，通过串口通信，将系统融入风洞试验计算机网络系统，结合Windows平台的编程技术，并结合VXI总线速压采集，构成了简便、快捷、高效、稳定的风洞大电机风速控制系统。     

风洞风机防喘振模型及其控制策略

以连续式高速风洞中的多级轴流风机为研究对象，分析了其喘振流量条件和风洞多变试验状态下的流量特性，建立了基于风机入口流量和进出口压比的防喘振模型.给出了风机流动相似条件和流量计算方法，测试出了风洞风机通用特性曲线和工作线，基于风机转速区间和工作特性设置了防喘振簇线.基于PLC（programmable logic controller）过程控制和WinCC监控平台，制定了多级冗余防喘振控制策略，并进行了风洞试验验证.结果表明:防喘振模型能准确反映风洞多变试验条件下风机的运行工况和安全裕度；流量与压比重复性测量的标准差分别为0.002和0.001，防喘振控制的重复性精度为0.003；实现了喘振工况的实时判别和自动控制，有效避免了喘振的发生.      

低温风洞运行压比相关性研究及应用

低温风洞流场参数快速精确控制需要建立驱动风扇功率与马赫数、雷诺数、压力和温度等运行参数间准确动态传递模型.以0.3?m低温风洞初步运行压比和状态参数测试数据为对象,归纳分析发现风洞运行压比与试验马赫数平方成近似线性关系,且相同马赫数下测试数据点分布与雷诺数成有序关系,基于该特性成功构造马赫数和雷诺数组合幂函数,并建立风洞运行压比与组合幂函数的线性关联式.结果表明在马赫数小于1.0和宽广雷诺数变化范围下该动态模型与测试数据具有良好的一致性.同时,利用空气动力学方程式也推导验证了该动态模型的理论正确性.该动态模型的建立使得风洞运行液氮需求和压缩机功率以相对简单的方式与试验状态相关联,将其应用于风洞前馈控制,必将简化风洞控制流程,缩短每个数据点的稳定时间,节约液氮消耗量.     

多点静压落差法在风洞稳速压控制系统中的分析与应用

先介绍了两种测量风洞稳速压控制系统风速反馈值的常用方式-单点风速测量法和多点静压落差法,并对其特点和应用场合进行了分析;然后对多点静压落差法进行数学建模,给出了静压落差与风洞试验段中心点风速的关系;最后用一个工程实例说明此方法在实际风洞设计中的应用。     

低温风洞运行压比相关性研究及应用

低温风洞流场参数快速精确控制需要建立驱动风扇功率与马赫数、雷诺数、压力和温度等运行参数间准确动态传递模型.以0.3?m低温风洞初步运行压比和状态参数测试数据为对象,归纳分析发现风洞运行压比与试验马赫数平方成近似线性关系,且相同马赫数下测试数据点分布与雷诺数成有序关系,基于该特性成功构造马赫数和雷诺数组合幂函数,并建立风洞运行压比与组合幂函数的线性关联式.结果表明在马赫数小于1.0和宽广雷诺数变化范围下该动态模型与测试数据具有良好的一致性.同时,利用空气动力学方程式也推导验证了该动态模型的理论正确性.该动态模型的建立使得风洞运行液氮需求和压缩机功率以相对简单的方式与试验状态相关联,将其应用于风洞前馈控制,必将简化风洞控制流程,缩短每个数据点的稳定时间,节约液氮消耗量.     

声爆近场空间压力风洞测量技术

针对暂冲式超声速风洞中的声爆试验，发展了近场空间压力精确测量技术，以航空工业空气动力研究院的FL-60风洞为例，开展了技术验证。FL-60风洞是一座典型的亚跨超三声速下吹式风洞，其试验马赫数范围为0.3~4.2，试验段尺寸为1.2 m×1.2 m，单车次试验时间通常为数十秒。根据暂冲式风洞试验时间短、耗气量大等特点，设计了无反射测压轨以代替传统的静压探针，大幅提高了声爆近场空间压力的测量效率。通过CFD技术对无反射测压轨的流动特性、模型安装位置以及风洞试验段中的波系进行了分析，验证了测压轨设计方案的可行性。采用Seeb-ALR低声爆标模和自行设计的带喷流的旋成体模型进行了验证性试验，采用参考车次方法和空间平均技术获得了高质量的数据，试验测量结果与CFD计算结果一致性较好，验证了声爆近场空间压力测量系统设计的合理性。     

颤振逼近和退出方法的研究

本文介绍了风洞颤振试验时颤振的逼近和退出的方法。此方法是保持马赫数为常值，逐步增加前室总压来逼近颤振点，一旦模型出现颤振，快速拉小风洞第二喉道面积并紧急关车（快速关闭调压阀和启动阀），从而快速降低速压及马赫数，使模型快速安全地退出颤振。本文也给出了用此方法对歼八飞机单独机翼模型在ＦＬ－１风洞中进行颤振试验的结果。同时对其它几种退出颤振的方法进行了分析比较。     

WINDOWS环境下的风洞测量,控制,处理与管理系统

用ＰＣ－５８６微机取代ＰＤＰ系列机实现ＮＥＦＦ７２０模拟和数字量数据采集及处理系统，风洞控制系统，ＰＳＩ７８０Ｂ电子扫描测压系统的全部功能。自行开发了３２位代码软件，使用标准ＷＩＮＤＯＷＳ风格的人机交互界面，中文显示，操作简便。引入虚拟仪器概念，适时图形显示实验进程及实验数据，可扩展成多媒体的风洞实验数据采集、马赫数控制、迎角控制、数据处理及风洞管理、培训一体化系统。     

2．4m风洞大规模测压试验技术及应用

在2．4m风洞中进行全模测压试验，可以充分利用该风洞尺寸大的优势，更精细地模拟试验对象的几何外形，在流场变化比较复杂的地方，可以尽可能多地布置测压点，更准确地测量部件性能和整体性能。但进行大规模的测压试验，对测量设备及测量技术将提出更高的要求。本文讨论了在2．4m风洞进行大规模测压试验需注意的关键技术问题，并提出了解决的方法及其应用效果。     

8m×6m风洞特大迎角机构连续扫描试验技术研究与应用

基于CARDC 8m×6m风洞特大迎角机构,通过对速压、测控、实时迎角测量、试验流程等各系统的改进,开展了连续扫描试验技术的研究工作,实现了某型战斗机和运输机的连续扫描测力试验,试验精准度达到了常规步进试验方式的同等水平,而获取的试验信息量及试验效率大幅提升。     

某战斗机高速全模颤振风洞试验研究

为了验证高速风洞全模颤振试验技术以及获取某战斗机颤振安全边界,运用风洞试验的方法研究了某战斗机全模颤振特性,重点考察了模型在支撑系统上的稳定性、安全性以及典型颤振特性。结果表明:采用悬浮支撑系统可以使颤振模型具有除轴向以外的5个方向的运动自由度以及较好的稳定性和安全性;跨声速时的非线性气动力与速压较高时的结构非线性对全机颤振特性有较大影响,导致模态参数与颤振稳定性参数随速压呈非线性变化;振动波形图显示了该模型颤振形式为缓和型颤振,验证了模型设计时的计算结果。     

非定常风洞壁压特性研究

在低速风洞中用2组后掠角分别为70°和65°的三角翼模型进行过失速非定常运动,测量风洞洞壁上非定常壁压。研究风洞非定常壁压的延迟与频率特性。讨论了模型尺寸、缩减频率、前缘后掠角等对风洞非定常壁压的影响。     

大风洞,大模型通气实验技术研究

本文概括介绍了国内首次在气动中心1.2米×1.2米风洞中进行的大模型通气实验技术,重点解决了天平杆与通气管道的矛盾、测压与测力同时进行、变流量和变底压等四大难题。最后将实验结果与0.6米×0.6米风洞的实验结果进行了比较,说明该通气模型实验技术在现有大、小风洞及大、小模型上的应用都是比较成功的。     

风洞虚拟飞行试验中的飞行控制系统快速原型设计与部署技术

利用风洞虚拟飞行技术可在风洞中开展飞行器的飞行控制验证与评估研究。飞行控制子系统是虚拟飞行试验技术的核心,采用控制系统快速原型技术,可实现嵌入式实时飞行控制代码自动生成和快速部署,从而大幅降低飞行控制系统集成难度,有效提高风洞虚拟飞行试验效率。本文概述了Φ3.2m风洞虚拟飞行试验系统组成和现状,详细介绍了基于该系统的飞行控制系统快速原型开发平台和部署方法,通过某飞机缩比模型全数字仿真、半实物仿真和风洞虚拟飞行试验,验证了该技术具有良好的通用性和开放性等特点,可以满足不同型号飞行器风洞虚拟飞行试验飞行控制系统集成需求。     

高温燃气流风洞非稳态运行过程实验和数值模拟研究

针对热考核用高温燃气流风洞运行过程中的非稳态过程开展研究，采用风洞实验与数值计算相结合的方法研究了风洞整体起动、扩压器背压抬升、关机三种过程中喷管、实验舱和扩压器内瞬态流动特性。实验结果揭示了燃气风洞诸多有趣的瞬态现象，且披露了一手实验数据。而通过数值计算能较好地复现上述瞬态现象；借助数值计算能合理地解释试验现象产生的原因；还能捕捉实验中无法观测到的现象；此外还评估了该风洞扩压器的抗反压裕度在10kPa以上。因此，数值方法是研究大型燃气风洞瞬态流动特性最重要的辅助手段。该研究可为类似风洞运行调试提供借鉴，并为风洞实际运行提供数据支撑。     

飞行器风洞模型的快速制造技术

基于快速成型技术,提出了飞行器风洞模型的快速制造技术方案。通过研究测压风洞模型的尺寸补偿、孔道设计及结构布置规律,发展了孔道一体化测压模型的快速制造技术;发展了结构相似气动弹性模型的设计与制造方法,并通过模态实验校核了精度;通过快速成型技术与电化学沉积技术的结合,发展了金属-树脂复合测力模型的快速制造方法,提高了模型的强度和刚度;论证了该技术在周期和成本等方面的优越性。该技术克服了传统加工的局限,提供轻质风洞模型制造的高精度、短周期、低成本的整体解决方案,为发展新型试验技术等提供基础,这能够提升风洞模型设计与制造的自动化水平,有助于该领域传统技术的革新,对新型飞行器的研制具有重要意义。     

2．4m风洞M数和稳定段总压控制策略研究

我国自行研制成功的2．4m风洞现已投入使用，该风洞控制系统与国内现有风洞相比，控制执行系统多而复杂。该风洞成功地采用了所有试验工况M数与稳定段总压同时控制的运行方式。针对被控对象的杂性，分别对神经网络控制、模型随自适应控制、自校正控制、智能控制及智能学习控制在该风洞上应用的可行性进行了分析。撮后给出一种智能控制策略，调试结果说明该风洞采用的这种控制策略是成功的。     

无尾桨及其实验研究

介绍了无尾桨概念及带环量控制尾梁的直升机模型在风洞中和旋翼下的测压实验，主要研究动量系数和缝隙几何参数对圆柱尾梁上气动力的影响；另外，对环量控制尾梁上的流动状态也进行了显示实验。通过对实验结果的分析，研究环量控制尾梁的原理及应用。