立式风洞全视场尾旋姿态测量技术研究

尾旋运动是飞机的一种非正常的极限飞行状态，复杂并且危险，极易造成飞行事故。在立式风洞中开展尾旋实验是研究尾旋现象的主要技术手段之一，目的是为了获取实验过程中模型飞机的姿态角，用于对其尾旋特性进行分析。针对尾旋实验运动状态的特点，以及双目测量系统在以往实验应用中的缺陷，设计了一种全视场测量方案，并围绕其关键技术问题开展了研究，使用编码标记识别技术实现特征标记的自动识别，通过基于刚体的三维重建技术实现模型姿态的测量，采用基于共同基准平面的数据标定方法实现多视角姿态数据的有效融合。通过立式风洞尾旋实验验证了该技术的有效性及可靠性，实验结果曲线完整，图像利用率达到了95%，为尾旋运动特性分析提供了更加丰富的数据支撑。     

基于非接触测量技术的低速风洞连续扫描试验技术研究

基于Optotrak非接触光学测量系统,建立了风洞试验模型三维姿态角测量方法,实现了模型姿态角的高精度、实时、外触发时钟同步测量.基于该方法测量模型三维实时姿态角,在FL-14低速风洞开展了张线尾撑下YF-16飞机1:9标模纵、横向连续扫描测力试验.试验结果表明,在0.3°/s的扫描速率下,连续扫描与步进试验数据比对一致性好,各气动分量同期重复性达到国军标合格或先进指标.连续扫描试验获得了更为详尽完整的气动特性信息,同时显著提升了试验效率.     

T型尾翼颤振模型光学测量实验与弯扭特性解算

在FL-26跨声速风洞半模试验段进行了某高速飞机T型尾翼颤振模型的光学测量实验,并依据测量结果解算了尾翼颤振模型的弯扭特性.颤振模型表面用白色圆点进行标记,用于记录模型表面的位移变化,两台固定在风洞试验段上壁板观察孔旁肋板上的400万像素工业相机用来采集图像,采集到的图像通过自主开发的图像解算软件进行图像的识别与求解,计算出尾翼颤振模型表面标记点的三维坐标.模型表面标记点的三维坐标通过坐标变化转换到风洞气流坐标系中,利用不同时刻模型表面坐标的变化计算模型剖面扭角和弹性轴位移的分布.T型尾翼右平尾图像采集实验与弯扭特性计算结果表明,非接触光学测量技术可以用于高速颤振试验的定量分析中.     

立式风洞尾旋技术改进及试验验证

为降低立式风洞尾旋试验系统对飞机自由尾旋试验结果的影响,开发了一套适用于尾旋模型的舵面遥控系统、优化了模型悬挂系统,研究了悬挂系统对飞机尾旋特性的影响.研究结果表明:研制的模型操纵面控制系统具备任意操纵面组合偏转的能力,可以满足飞机尾旋试验要求;悬挂系统各部件重量和外形变化对旋转角速度略有影响,对飞机尾旋迎角、尾旋改出方法、尾旋改出圈数等影响很小.     

Φ5m立式风洞尾旋试验技术

中国空气动力研究与发展中心于2005年建成了Φ5m立式风洞.该风洞的主要功能是开展飞机自由尾旋风洞实验研究.因此,飞机尾旋试验研究与风洞建设同步进行,并于Φ5m立式风洞建成时就进行了一期民机的自由尾旋试验.笔者着重介绍了本期飞机自由尾旋试验的试验方法、试验设备、图像采集与处理、动力相似模型设计以及飞机尾旋特性分析.通过LE-500飞机中俄自由尾旋对比试验结果分析表明:两座立式风洞中的同一飞机模型的尾旋试验结果具有较好的一致性,中国空气动力研究与发展中心Φ5m立式风洞具备了开展飞机自由尾旋试验研究的能力.     

展望系统辨识方法在大攻角气动问题研究中的应用

在分析了目前进行飞行器大攻角气动特性研究所采用的尾旋风洞试验、常规风洞自由飞试验和遥控模型自由飞试验的优缺点之基础上指出:把系统辨识方法与这些试验方法结合起来,是一种行之有效的研究飞行器大攻角气动问题的技术途径,它可以简化这些试验方法的一些技术环节,提高试验精度。若气动数据来源于尾旋风洞,这种新方法只能研究飞机的发展尾旋和改出尾旋;若气动数据来源于常规风洞,这种新方法也只能研究飞行器的大攻角、偏离、过失速和失速性滚摆/滚转模态;只有通过模型自由飞获取气动数据,这种新方法才有可能研究包括尾旋全过程在内的各种大攻角飞行模态。     

飞机稳定尾旋的改出规律研究

研究稳定尾旋的改出方法，即寻求一种操纵规律，可以使飞机从一种稳定状态（稳定尾旋）跳到另一处非失速稳定状态。从系统的全局稳定性观点出发，构造了李雅普诺夫函数，根据输入操纵第一时刻该函数增长速度最大条件，保证尾旋改出过程中飞机振荡状态的频率接近其固有频率，从而救是飞机稳定尾旋的改出规律－－振荡型改了操纵规律。本文静放求解飞机运动的六自由度的方法计算出尾旋改出的时间历程，验证了用简单的三舵面回中难改出稳     

基于PSD的模型姿态角和振动测量技术原理性研究

为了适应风洞发展的需要,满足风洞测量技术精细化、多样化的要求,开展了基于位置敏感器件(PSD)技术的模型姿态角测量系统的原理性研究.对PSD探测头进行了详细设计,完成了姿态角测量试验平台和数据采集处理系统,并开展了初步的测量试验.通过原理性试验证明,测量系统的测量范围为-10°~10°,测量准确度为0.036°,测量精度为0.016°.还对系统应用于振动的测量进行了原理性的研究,获得了初步的研究数据.随着进一步的细化和精确度的进一步提高,基于PSD技术的模型姿态角测量系统在风洞模型的姿态和振动测量、姿态角测量机构的标定和检定、视频测量系统的相互验证等领域具有非常大的应用潜力.     

图形文法在三维角点检测中的应用(英文)

许多局部特征描述都假设场景是平面的,而在真实场景中捕捉到的图片都是来自三维世界。在图像匹配和目标检测中,三维角点作为一种包含三维信息的形状特征,是一种新的重要不变特征,但从普通角点中自动鉴选出三维角点比较困难。基于图像的图形文法提出一种新的三维角点检测方法。该方法在一定程度上能够检测出角点的三维特性。实验结果表明三维角点特征在图像匹配中是适用的,证明了所提出的方法的有效性。     

翼型风洞实验模型姿态角的测量与控制

介绍NF 3低速翼型风洞常规和动态实验模型姿态角测量和控制系统的特点以及为提高角度测量精度和准度所采取的措施。应用一种直流伺服系统 ,采用电机位置和速度闭环方法 ,已经获得模型姿态角的精度在± 0 .0 5°以内。为进一步提高测控性能 ,对于二元实验在翼型轴上安装圆感应同步器 ,测量模型的实际角度 ,并作为反馈信号。这种位置全闭环系统 ,可使角度精度达到± 0 .0 0 83°。对于三元实验 ,用一个加速度计固定在模型内 ,实时测量模型的实际攻角 ,并对实验结果进行预处理 ,从而减少因气动弹性角产生的误差。