基于测力和测压试验的气动导纳识别结果比较

气动导纳是大跨度桥梁抖振分析的重要参数,通常通过格栅湍流场测力或测压风洞试验进行识别。然而,测力试验中天平和节段模型系统的固有振动和测压试验中测压管路系统的频响效应都会对气动导纳的识别结果产生影响。本文通过格栅湍流场测力和测压试验、采用抖振力自谱和抖振力脉动风交叉谱综合残量最小二乘法识别了准平板断面的气动导纳,其中,在基于测力试验的气动导纳识别中考虑了模型抖振力跨向不完全相关效应的影响,在基于测压试验的气动导纳识别中考虑了按Bergh-Tij deman理论公式修正或者不修正测压管路系统频响特性影响的2种情况。在此基础上,通过考察气动导纳实验识别结果之间的差别及其与平板断面气动导纳理论解Sears函数之间的差别,研究了天平模型系统固有振动以及测压管路系统频响效应对识别结果的影响。结果表明:天平模型系统的共振会显著放大气动导纳的识别结果;而由于测压管路的固有频率一般要显著高于天平模型系统的固有频率,因此,与基于测力试验得到的气动导纳相比,基于测压试验所得气动导纳总体上更加合理,可用导纳的折算频率范围更广。此外,在一般大跨度桥梁抖振分析所关心的折算频率范围内,考虑测压管路频响特性修正后,气动导纳有一定降低。     

飞机舱门类部件气动载荷风洞试验研究

总结了飞机舱门类部件气动载荷的多种预测方法,并对舱门类部件载荷试验技术进行了讨论.在工程实践中,发现使用部件测力风洞试验和表面测压试验两种方法给出的舱门类部件关闭状态气动载荷相差较大.经试验验证,缝隙效应导致关闭状态下舱门类部件测力方法存在较大的误差,难以准确预计气动载荷.建议采用表面测压的方法给出关闭状态下舱门类部件的气动载荷.     

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.     

一种带前缘襟翼或缝翼的机翼的跨声速试验

本文叙述了一种典型的带前缘襟翼或缝翼的切尖三角机翼,在跨超声速风洞中,进行跨声速测压、测力试验研究的情况。给出部分带有前缘襟翼的机翼压力分布曲线及有副翼偏角的测力试验曲线。从机翼压力分布的积分与测力试验结果看到,两者很接近,其结果均符合线性理论及跨声速波动规律。     

基于多源数据融合的翼型表面压强精细化重构方法

在风洞试验模型表面布置测压孔是获得表面压力分布的重要手段，但受限于空间位置和试验成本，通常难以在复杂模型表面布置足量的测压孔获得完整的表面压力分布信息，直接积分获得的升力和力矩精度不足，因此提出了一种融合稀疏的风洞试验数据和数值计算（CFD）数据的方法，通过较少的风洞测压试验数据获得高精度的压力分布。首先通过本征正交分解技术提取数值计算数据的压力分布低维特征（POD基函数），然后利用稀疏的试验测压数据，通过压缩感知算法获得基函数的坐标，最后将坐标转化到物理空间重构出压力分布。利用定常固定翼型变状态以及变几何变来流状态算例验证该方法的精度，重构结果均能精确匹配试验结果。该重构方法可在一定程度上解决空间受限稀疏观测条件下的分布载荷精细化重构难题。     

飞机外挂物及其部件同时测力试验技术研究

介绍了气动中心高速所开展飞机外挂物及其部件同时测力试验技术研究的概况,指出了研究的主要技术难点并给出了相应的解决措施。应用该项技术,在1.2m×1.2m风洞中成功进行了××飞机外挂测力试验,获得了该机翼下外挂物及其部件可靠的气动特性。该项试验技术研究的成功及其在型号试验中的应用,拓宽了风洞试验能力,丰富和发展了外挂测力试验技术的内容和手段,具有广阔的应用前景。     

战术导弹标模五座风洞试验数据的相关性研究

为研究不同风洞之间战术导弹模型测力试验数据的相关性,采用同一台测力天平及外形相同的尾支杆在五座风洞中对ZSDD 1战术导弹标模进行了重复性实验和对比实验。实验结果表明,相同状态下对比实验结果的标准偏差普遍大于重复性实验的标准偏差,其中底阻系数测值的标准偏差明显大于同一座风洞中底阻系数的试验精度。     

多风洞共享的通用型试验数据处理系统

为建立规范高效的风洞试验数据系统，提高数据处理与分析的可靠性和自动化、智能化水平，制定完善了试验数据处理方法、流程、符号接口等规范，采用面向服务的软件架构及异构数据存储管理、基于动态编译的自定义公式扩展、基于元数据与模板的文件可视化排版等技术，解决了处理方法与流程控制、数据流转与输出等通用化的关键问题，建立了多风洞共享、多试验类型通用的试验数据处理与分析系统。应用3年来，完成高速所6座风洞占试验总车次71.2%的数据处理，覆盖单/多天平测力、测压、通气测力、混合测力测压、喷流及部分特种试验等类型，系统具有规范、高效、开放的特点，是一种具有推广应用价值的风洞试验数据系统解决方案。     

某飞机部件高速风洞测力天平研制

为满足某飞机部件高速测力试验的需要,研制6台部件测力天平来测量飞机不同部件(机翼、平尾、垂尾、短舱、短舱+挂架、翼尖小翼)所受的气动载荷,天平设计载荷极不匹配,且模型空间有严格的限制.设计时,主机测力天平采用后腹支撑,安装在机身构造线的下方,为部件天平的安装提供了可能,同时针对不同的天平采用了不同的结构形式:机翼天平采用正八边形结构,垂尾天平采用三片梁结构,平尾天平、短舱、短舱+挂架采用矩形梁结构,翼尖小翼天平采用"Z"字形结构,既满足了天平的测量需要,又确保了天平在模型中的安装位置和试验的足够间隙.部件天平的成功研制,及时为型号研制提供了可靠的试验数据.     

基于中值滤波和参考点的风洞压敏涂料试验图像处理技术

提出了一种结合图像中值滤波和试件参考点的风洞压敏涂料(PSP)试验图像数据处理方法.与通常用校准箱获取校准曲线进而得到PSP试验试件表面压力或压力系数(Cp)的方法不同,该方法通过空心中值滤波技术恢复PSP光强比图像中测压孔处的光强比数据,结合若干参考点处常规测压技术实测所得Cp值,获得Cp值和PSP图像光强比数据的关系曲线,进而得到整个试件表面的Cp值数据,该方法获得的数据结合了风洞试验诸多因素对试验结果的影响.利用MATLAB对PSP技术试验图像数据进行了处理,并将PSP方法获得的Cp值与常规测压方法获得的Cp值进行了比较,得到的结果显示,笔者采用的方法获得的Cp值与常规测压方法获得的Cp值吻合较好.该方法为PSP图像数据的处理提供了一种新的方法,具有较大的发展潜力和应用价值.     

非共面近距耦合鸭式布局鸭翼展向脉冲吹气增升特性

对40.前缘后掠角的主翼和40.前缘后掠角的鸭翼所构成的近距耦合鸭式布局简化模型进行了风洞测力、测压实验,系统研究了鸭翼展向脉冲吹气的增升效果,给出脉冲吹气频率以及脉冲宽度与布局升力之间的变化关系.测力结果表明,鸭翼展向吹气提高了该布局在大迎角时的升力,延迟了失速.测压结果表明,鸭翼展向脉冲吹气改善了中大迎角时主翼翼面流态,增加了翼面吸力峰值,延缓了涡的破裂.这说明利用鸭翼展向脉冲吹气涡控技术,可以直接改善鸭翼流场,继而间接改善主翼流场.     

六分量烧蚀/滚转天平静校装置研制

在开展烧蚀/滚转测力试验技术研究时,为校准六分量天平,设计了六分量烧蚀/滚转天平静校装置.作者就这套天平静校装置主要技术指标、总体布局、主要设计特点、天平静校结果等进行了介绍.由于轴向校准载荷特别大,轴向采用无级自动液压加载和测力传感器标定的方式,作者重点对轴向校准进行了分析.     

测力法在翼型动态失速试验研究中的应用

本文就利用测力法对ＮＡＣＡ００１２翼型在振荡条件下的动态失速特性进行的测试作了简要介绍，阐述了测力法在翼型动态实验研究中的一些特殊问题及其解决途径，并比较了两种实验研究方法的优缺点。     

振荡翼型动态失速风洞试验研究

本文利用测力法对NACA0012翼型在振荡条件下的动态失速进行了风洞试验研究,阐述了测力法对动态失速试验的各主要环节的特殊要求和解决途径。试验结果表明,测力法与国外传统的测压法试验结果比较,吻合良好。因而为今后的振荡翼型气动特性的风洞试验研究开创了一条新的途径。     

四分量片式铰链力矩天平技术及风洞实验应用研究

针对目前风洞铰链力矩实验中的一种三分量片式结构铰链力矩天平没有轴向力测量元件的不足,提出一种切实可行的四分量片式结构铰链力矩天平设计方案,进行了物理样机的研制,应用于某模型升降舵风洞铰链力矩实验中.实验结果与理论分析获得了良好的一致性,在舵面偏角为21°时,由忽略轴向力测量带来的舵面法向力系数相对误差百分比为14.7%,舵面弦向压心位置相对误差百分比为17.2%.     

基于微型压力传感器阵列的翼面压力分布直接测量系统

研发了微型压力传感器并构成柔性衬底基阵列,直接置于翼型外表面实现压力分布测量.结合传感器特性和气动测量需求,设计了压力传感器阵列恒流驱动电路和差分滤波电路,并通过LabVIEW调用所开发的MAT-LAB的应用程序实现了数据的在线处理和实时显示.结合NACA0012翼型对该测压系统进行了低速风洞实验.对其有效进行了初步验证.     

振动环境试验力参数测量技术研究

目前美欧航天界在航天器振动环境试验中,已将采用力限制控制技术形成一项技术标准,主要目的是减少试验中造成过试验的几率,我国航天部门也开始针对此项技术进行应用研究。在力限制控制技术中如何保证力参数测量的实施和准确性是进行此项研究的关键技术之一,文中主要介绍在此项研究中多分量力参数测量的实施过程,及测量的数据结果和数据分析,目的是对振动试验环境使用测力单元进行力参数测量技术进行一次总结,为进一步开展力参数测量技术的研究积累经验。     

近耦合鸭式布局鸭翼展向零质量射流控制技术实验研究

结合鸭式布局和机翼展向吹气的优点,采用鸭翼展向零质量射流间接涡控技术提高战斗机大迎角和过失速机动性能.其主要利用鸭翼涡与主翼涡之间的有利干扰,零质量射流直接增强鸭翼涡,同时间接增强主翼涡.本文利用低速风洞测力测压实验,研究展向零质量射流对近耦合鸭式布局增升影响规律.在不同雷诺数下,通过改变零质量射流的频率来揭示零质量射流与鸭式布局气动力之间的关系.本研究为新一代战斗机研制提供一定的技术储备.     

一种建筑物脉动风压测量系统

简要介绍了一种应用在建筑物模型风洞试验中测量脉动风压的电子扫描系统。它是由原电子扫描测压系统ＰＳＩ７８０Ｂ的传感器模块及其校正单元、与多通道高速Ａ／Ｄ板、ＰＣ４８６微机和新设计的测压点选通接口组成。此外还使用毛细管限流器改善脉动测压系统的频响，并以上海浦东某高层建筑模型的脉动风压试验为例，讨论了系统的应用以及有关试验风速、采样时间与频率的选取，数据处理等实验技术问题