栅格舵气动与操纵特性高速风洞试验技术研究

为研究飞行器单独栅格舵全尺寸模型气动特性,考核、验证舵控系统操纵性能,在FL-24风洞(1.2m×1.2m)开展了专项试验技术研究.首次在国内高速风洞建立了全尺寸栅格舵高速风洞试验平台,主要内容包括:风洞大载荷侧壁支撑装置设计、高速风洞模型保护装置设计、高灵敏度气动测试天平研制、模型风载条件下变形测试系统设计以及动态气动力测量与数据处理方法等.该项试验技术实现了模型气动与舵控系统以及气动与结构一体化试验验证,为栅格舵尾翼布局飞行器相关专业设计及飞行试验提供了重要试验数据.     

内埋式发射导弹折叠舵结构设计与分析研究

近年来内埋式发射导弹折叠舵得到了广泛关注和重点发展。本文主要对内埋式发射导弹折叠舵发展趋势及关键设计技术进行了综述。首先阐释了内埋式发射导弹采用折叠舵成为设计趋势,其次结合工程实例从工作环境角度指出折叠舵于大动压高负载条件下展开和锁紧、折叠舵于大载荷高热流条件下飞行两个发展趋势,最后从展开过程气动载荷设计、折展锁紧机构设计和舵面结构设计三个方面总结了关键设计技术及相关研究现状。     

8m×6m风洞铰链力矩试验技术

介绍了8m×6m风洞近年来研究完善的全尺寸部件铰链力矩试验技术、大尺度模型舵面铰链力矩试验技术及全尺寸鱼雷舵面铰链力矩试验技术的优势和特点,给出了部分典型试验结果。8m×6m风洞进行的铰链力矩特性试验研究技术的不断发展和完善,为飞机及鱼雷操纵系统的改进设计提供了可靠的基础,为各类飞行器、航海器舵面铰链力矩测量与研究做出了积极贡献。     

飞行器热防护结构的相似准则问题研究

高速飞行带来的气动热与热防护问题是制约高速飞行器系统提高技术水平和能力的一个主要技术瓶颈。在飞行器结构设计过程中,对飞行器结构进行考核试验必不可少。受风洞设备试验能力限制,试验模型尺寸、来流条件等与实际飞行通常存在较大差异,要在试验中完全模拟实际飞行环境、温度和应力状况无法做到。对飞行器进行缩放处理后进行模型的风洞热结构考核,并通过相似准则获得真实结构的温度/应力分布特性,为飞行器热防护设计提供支撑有着迫切需求。本文通过热传导方程和热弹性动力学方程组,对其中的模型相似参数进行讨论,并根据模型试验边界情况进行了讨论研究。提出了飞行器热防护结构地面考核试验的相似准则,并建立了不同试验类型情况下需要遵循的相似准则条件。该相似准则体系具有较大的灵活度,同时具有很高的实用价值。     

基于火箭橇的低空大动压舵系统试验验证

针对某型飞行器电动舵系统在低空大动压情况下出现舵面不跟随的情况,设计了基于火箭橇的地面试验验证方法。火箭橇是所有地面动态模拟试验中最能逼近真实飞行环境和置信度最大的一种试验手段。本文对试验方案含火箭滑车、飞行器和测试测量方案进行了说明,最后对试验结果进行了分析说明。试验结果表明,基于火箭橇的地面试验能够真实模拟空中工况,对低空大动压舵系统的攻关验证起到了关键作用。     

吸气式高超声速机体/推进一体化飞行器数值和试验研究

发展吸气式高超声速技术是实现可持续高超声速飞行(尤其是在大气层以内)的重要途径.吸气式高超声速飞行器为了获得良好的气动-推进性能,必须采用机体/推进一体化设计.笔者发展了针对一体化飞行器的气动力和推进力的划分体系和计算方法,发展了内外流数值计算软件.研究了机体/推进一体化设计的平头形高超声速飞行器在进气道关闭条件下的气动性能,并进行了试验验证;数值研究了进气道打开和发动机工作条件下一体化飞行器的气动-推进性能;研究了机体和推进系统的不同部件对飞行器气动-推进性能的贡献.     

折叠翼变体飞行器非定常气动特性实验研究

折叠翼变体飞行器是一种可以在飞行中改变自身气动外形的新型飞行器。研制出了一种折叠翼变体飞行器的风洞实验模型,在风洞实验中测得了模型不同变体位置下的气动力以及进行变体运动时气动力的动态变化过程,并通过 PIV 实验手段获得模型周围的流场在变体运动过程中的变化情况。结果表明:在机翼变形过程中,折叠翼模型有明显的非定常气动现象产生,而且折叠变形的速度越大,非定常现象越明显。出现非定常现象的主要原因是变体运动对机翼前缘涡的影响。     

C/SiC舵结构热试验瞬态温度场预示技术

航天飞行器在大气层中高马赫数飞行时,会面临严酷的气动加热环境,C/SiC、C/C等高温复合材料由于具有耐高温、高比强、高比模等优点,在飞行器热结构设计中得到大量应用。为了考核热结构服役过程中的高温力学性能和完整性,需要根据飞行时序进行地面结构热环境试验,其中石英灯辐射加热装置是模拟瞬态气动热环境的一种重要手段。地面结构热试验具有不可重复、技术难度大等特点,发展结构热试验辐射热环境预示技术可以有效支撑飞行器结构地面试验验证。针对采用石英灯辐射方式加热的C/SiC复合材料舵结构热试验,建立了辐射加热动态控制过程模拟方法,基于热网络法和蒙特卡罗法获得了结构瞬态温度场分布,通过与试验数据的对比分析,验证了方法的可行性,能够为复合材料结构热试验方案优化和试验效果评估等提供技术支撑。     

高超声速飞行器结构热模态试验国外进展

高超声速飞行器在巡航/再入阶段受到严酷的气动加热效应,极高的温度及温度梯度,改变飞行器结构热物理参数和力学性能,导致结构弯曲、扭转刚度下降,颤振安全边界降低,影响飞行器结构的可靠性。热环境下的结构模态特性,作为反映气动加热对结构影响的重要参数,在指导、验证此类飞行器的设计中具有重要意义。20世纪中期以来,NASA Langley、Dryden等研究中心分别针对金属和复合材料壁板、X-15翼舵、X-34发动机喷管等结构开展热模态试验方法研究与试验验证,近期Dryden研究中心针对X-37方向舵开展热模态试验的探索研究。系统综述了国外开展的热模态试验方法、试验设施和试验结果,总结热模态试验中的工程问题和研究方向,对于国内热模态试验技术的发展、飞行器结构高温性能评估等均具有重要的指导意义。     

复合材料舵翼面静力加载方式研究

随着新材料及新工艺的不断发展,复合材料以其低质量高力学性能的优势,被广泛应用到各种飞行器结构中.本文主要针对 C/C、C/SiC 等复合材料舵翼面静力试验的加载方式进行了调研,发现拉式及压式杠杆组合加载的方式较为常用,而且早期国外的研究中,就对压式杠杆中载荷橡胶垫的力学性能进行过专门描述     

空气舵执行机构非线性动力学特性表征方法研究

空气舵作为常用的航天飞行器执行机构,具有饱和、间隙与摩擦等非线性因素,如不能准确表征其非线性动力学特性将会影响飞行控制系统的稳定性,甚至造成飞行失利。针对上述问题,开展了空气舵执行机构非线性动力学特性表征方法研究,旨在为非线性动力学特性分析提供工程方法,为控制系统设计提供重要依据。通过研究,提出了试验测试方法、多维空间重构表征方法和传递函数表征方法,三种方法依次递进,可用于控制系统工程设计的各个阶段,对于提高飞行器稳定裕度和飞行可靠性奠定了重要方法基础。     

折叠翼机构展开动力学仿真及优化

运用ADAMS软件建立了折叠翼机构的展开动力学模型,分析了折叠翼展开过程的动力学性能,探讨了机构各参数对展开时间和冲击过载的影响。结构参数化后进行了设计研究,并以冲击过载最小为优化条件进行了结构的优化设计。最后,对折叠翼的二次减震进行了初步探讨。     

飞行器静操纵性评估方法研究

建立了一种基于优化思想的配平舵偏求解方法,在此基础上对飞行器静操纵性进行了评估.具体采用三通道线性叠加模型,结合多维线性插值和牛顿-拉夫森算法,对大量的飞行器风洞试验数据进行处理,快速准确地求解出各个状态下的配平舵偏.与传统求解方法相比,该方法求解精度不受搜索间隔限制,求解时间大大缩短.通过对求解结果进行分析,评估飞行器的静操纵性,提高了静操纵性的评估效率和准确性.     

微型飞行器研究用极低速风洞的特点

用于微型飞行器气动特性研究用的极低速风洞在国外公开发表的资料很少见到.因此在总体设计、气动计算与结构设计中均遇到许多新问题.在缺少资料以及实际设计与使用经验的情况下,经过多方案比较、详细的气动计算、调查研究和实机测试,按照设计技术要求研制成功了试验段直径为φ100mm,风速可以从1m/s无级调速到13m/s的微型飞行器研究用极低速开口自由射流风洞.其流场可用区域大,流速可调范围宽,而且可以无级调速.给出了总体方案的选择、部件气动计算的结果、风洞气动轮廓图以及流场测量数据.     

基于温度/变形场耦合测试的热屈曲行为研究

高速飞行器在服役期间面临着严酷的高温环境,引起飞行器薄壁结构屈曲失稳,从而严重影响飞行器结构的完整性和可靠性。本文开展瞬态热环境下薄壁结构热屈曲行为的试验研究,首先,结合红外测温和数字图像相关方法,建立温度/变形耦合测试方法,根据温度场分布及热膨胀系数除去虚应变,获得了机械热应变,并利用此方法研究了典型薄壁结构热屈曲行为特点;随后,把温度/变形耦合测试方法的精度与中温应变片进行了比对,验证了此测试方法的有效性;最后,通过位移随温度变化曲线和应变随温度变化曲线研究热屈曲临界温度判定方法,为航天飞行器薄壁结构抗屈曲性能设计以及航天飞行器结构的强度设计提供技术支撑。     

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%。     

风洞非均匀流场中的一体化高超声速飞行器缩比模型气动性能研究

准确预测气动推进性能是吸气式高超声速飞行器研究的重要挑战之一.针对CARDC吸气式高超声速实验室(AHL)自主设计的一体化高超声速飞行器风洞试验模型,通过数值模拟计算,研究了CARDCφ600mm脉冲燃烧风洞的流场,并与试验结果做了对比,确定了试验模型在风洞中的合理安装位置,分析了带舵面飞行器在进气道打开、发动机不工作情况下的气动性能,对比研究了试验模型部分处于风洞流场非均匀区时,风洞结果对模型气动性能产生的影响,对比了数值计算结果和风洞试验结果.结果为利用风洞试验结果准确分析飞行器气动性能提供了重要依据.     

高速飞行器热结构力热参数先进测试技术概述

地面试验中准确的力热载荷和结构响应参数的获取,是考核和评价飞行器结构性能的依据和条件。本文针对高速飞行器热结构试验中常用的力热参数测试技术,介绍了相关原理及试验应用中需解决的问题,指出了未来的发展方向。通过上述研究,以期为相关工程技术人员提供参考,推动高速飞行器力热参数测试技术领域向着更高水平发展。     

飞行器薄壁结构热噪声响应及动强度研究

飞行器在大气层内长时间高马赫数飞行会面临极端严酷的热/振动/噪声等力热复合载荷环境,对传统单一环境下的结构动力学、强度分析与试验技术提出了挑战,本文分析了国内外在该领域进展及存在的技术难题,围绕工程及专业技术发展需求,针对飞行器薄壁结构在高温环境下的结构动特性演变规律、热噪声动态响应分析与试验技术、热噪声载荷下结构寿命预示与动强度评估等方面开展研究,对取得的最新研究进展进行了科学总结,提出了未来的发展建议,可为高超声速飞行器、可重复使用运载器等关键结构设计与试验考核提供技术支撑。     

X-37B的发展现状及空气动力技术综述

X-37B的研制和试验国内外一直高度关注。X-37B作为跨大气层飞行器,从空气动力技术角度分析其研究工作很有意义。介绍了X-37B的发展历程,分析了战略用途,并重点介绍了涉及的一些关键气动技术,如气动布局设计优化、气动舵面/RCS/O MS复合控制设计、热防护技术、气动辅助变轨技术等,对其利用三大手段开展的研究工作也作了简要介绍,最后简要总结了X-37B研制过程中的一些经验教训。