2.4m跨声速风洞多功能支撑系统试验技术研究

针对型号研制的风洞试验需求,在2.4m跨声速风洞中开展了多功能支撑系统试验技术研究,研制了一套多功能支撑系统.该支撑系统既可实现定侧滑角连续变迎角的试验方式,又可实现定迎角连续变侧滑角的试验方式.在0.6m跨声速风洞开展了引导性试验研究,并在2.4m跨声速风洞中对该支撑系统与传统的支撑方式进行了风洞试验对比.结果表明,多功能支撑与传统支撑方式的风洞试验数据相关性良好,表明该支撑装置的研制是成功的,可应用于型号试验.     

飞行器表面气动载荷的柔性智能蒙皮多参量测量

飞行器表面气动参数特征是飞行器结构设计和安全评估的重要依据,而风洞试验作为最有效的测试手段,通常面临破坏结构、测量物理量单一等问题。提出曲面共形的柔性智能蒙皮测量技术,集成了多种超薄柔性传感器阵列,通过剪纸–拼接的完全共形方式集成到飞行器结构表面,在不改变结构表面形貌的情况下同步实时测量壁面静态压力、脉动压力、温度、壁面剪应力等多种气动参数。在直流式风洞、射流平台和FL–9风洞中对NACA0012机翼和飞行器尾翼进行了变风速和变迎角试验,分析风洞试验中采集获得的多种气动参数,验证了该系统的可用性,为风洞试验中柔性智能蒙皮多参量同步测量气动特性研究提供参考。     

基于无线传感器网络的室内火灾报警系统

提出了将无线传感器网络应用于室内火灾报警系统.通过在室内部署可以探测温度,烟雾浓度和光强度的传感器节点,组成无线传感器网络.根据系统实时监测和可靠性的要求,提出了基于语义的数据处理和组合事件检测的思想,使系统具有灵活、可靠、易于扩展和低功耗的特点.使用TinyOS设计该系统,并通过TOSSIM仿真实验验证了该系统的正确性和可靠性.     

2m×2m超声速风洞测量系统与运行管理系统研制

2m×2m超声速风洞测量系统采用NI公司的嵌入式实时控制器及GE公司的反射内存技术构建实时网络,选用NI公司的数据采集卡实现数据采集,选用PSI 8400 DTC系统实现模型表面压力测量.运行管理系统包括运行操作系统软件和状态监控系统软件,主要完成风洞试验运行、操作、控制以及风洞试验状态监控.系统软件应用NI公司的LabVIEW 8.6.1图形化开发环境进行开发.介绍了系统研制内容、技术指标、研制方案、关键技术问题及其解决途径.该系统具有功能完善,技术指标先进,操作界面友好,使用维护方便的特点.     

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.     

大跨度桥梁斜风作用下抖振响应现场实测及风洞试验研究

基于现场实测和全桥气弹模型风洞实验,对大跨度桥梁在斜风作用下的抖振响应进行了研究.在西堠门大桥上安装了GPS位移测量系统和加速度传感器,对桥梁在施工和成桥阶段的风速、风压和抖振响应进行了同步现场实测.然后设计1∶124的全桥气弹模型,进行了该桥在正交风与斜向风作用下的抖振响应风洞试验.对现场实测数据和全桥气弹模型风洞试验结果进行了对比分析,实测数据与风洞实验结果吻合较好.分析结果表明大跨度桥梁在斜风作用下的抖振响应幅值可能达到甚至超过同等风速正交风作用下的响应值.因此,大跨度桥梁抖振响应分析中考虑斜风的作用是非常有必要的.通过对本桥在斜风作用下抖振响应的现场实测和全桥风洞试验结果的研究,得出了一些关于斜风作用下大跨度桥梁抖振响应的有益结论.     

气动热环境试验及测量技术研究进展

地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段。针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要，分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况。分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等，进而分析了气动热环境风洞试验模拟理论，介绍了适用于气动热研究的风洞试验设备及其模拟能力，重点讨论了适用于不同类型风洞的热流测量技术发展近况、存在的问题和发展趋势；在以长时间、高热流、高壁温为主要特征的高超声速飞行试验中，无法应用风洞环境下的热流测量技术，因而介绍了目前飞行试验中采用的气动热测量技术，讨论了根据结构温度反辨识表面热流存在的问题，以及热流传感器表面的"冷点效应"、表面催化特性等因素对飞行试验气动热测量的影响，提出了后续工作中应重点研究和解决的临近空间飞行器气动热环境测量技术问题。     

基于STM32和Zigbee对齿轮箱无线监测系统开发

目前针对齿轮箱的传统监测系统多数都是采用有线数据传输的方式进行监测,而传统的有线监测距离短、成本高、灵活性差。针对这些问题设计了一种以32位Cortex-M3内核STM32F103C8T6和CC2530组成无线收发模块,通过构建Zigbee无线局域网络的形式,将传感器采集到的信息实时发送到上位机监测界面。实验结果表明,该无线监测系统工作稳定,能够实时掌握齿轮箱的运行状态,相较于传统有线监测在一定程度上扩大了监测距离,为齿轮箱的无线监测手段提出一种可行的方案。     

风洞模型-支撑系统涡激振动测量与分析

以0.55m×0.4m低湍流航空声学风洞某模型及其支撑系统为研究对象,采用基于加速度传感器直接测量支撑系统和热线间接测量模型尾流相结合的方法,测量并分析了风洞模型-支撑系统的涡激振动模态,给出了测量方案和数据处理方法。采用基于加速度传感器的功率谱分析方法,获得了模型-支撑系统的三阶振动频率分别为31.1、120.9和221.4Hz;采用基于加速度传感器的频域滤波和频域积分方法,提高了有效信号的信噪比,获得了模型-支撑系统振动的振型和振动节点位置;采用热线测量模型尾流分离涡脱落频率的方法,获得了模型一阶和二阶振动的尾流涡激频率分别为31.1和124.1 Hz,并从测量尾流速度脉动量获得了模型振幅变化和抖振边界信息。实验结果表明,采用热线测量模型尾流从而分析模型振动的方法,有利于小尺度的模型振动测量,而且相对于加速度传感器装于模型表面的直接测量方法而言,对试验模型的绕流流场干扰较小,为测量风洞试验模型的涡激振动模态提供了一种方法。     

Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验关键技术研究

介绍了中国空气动力研究与发展中心低速所Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验技术,包括振动条件下倾角传感器迎角测量修正技术、大迎角振动抑制技术、实时速压测量技术等.某飞机模型大迎角连续扫描测力试验结果表明,Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验技术能够满足先进战斗机大迎角气动特性风洞试验需求.     

2.4m跨声速风洞推力矢量试验测力系统研制与应用

推力矢量控制（TVC）技术能实现飞行器过失速机动飞行，使飞行器突破失速障、增强机敏性，在改善起降性能、巡航性能等方面具有重要作用。在2.4m跨声速风洞推力矢量试验中，采用3台六分量应变天平和2个独立的空气桥系统来实现飞机模型气动力和2个尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。推力矢量试验模型扁平外形使测力系统的布局及结构设计受到较大限制，狭小的模型内部需布置3台六分量天平、2套独立的空气桥系统及管路、支撑系统、压力测量系统等，采用传统方式无法完成如此复杂的系统设计，更无法完成高压条件下空气桥系统与测力天平的匹配设计。在测力系统的研制中，采用了一体化设计理念和刚度匹配设计方法，结合ANSYS有限元软件较好地解决了系统各部件的布局及结构优化等问题。天平校准结果和风洞试验结果证明测力系统满足推力矢量试验需求。     

2.4m跨声速风洞的模型位移视频测量精度研究

风洞试验中模型的位置和变形测量对试验数据精准度至关重要.为此,创建2.4m跨声速风洞的模型位移视频测量系统,提出度量其测量误差的方法,并实验研究其测量精度.研究发现,试验中的振动对测量精度影响极大,采用振动环境中相机位、姿解算方法后,试验段底部的编码标记点的测量误差从22.80~48.48mm降至0.03~0.64mm.     

横Π型梁在风洞应变天平阻力结构上的应用

主要通过对比传统T型梁和横Π型梁,对风洞应变天平的阻力测量梁进行了分析,根据分析结果提出了传统的横Π型阻力测量梁的改进方式,并通过有限元分析软件进行了优化分析,改进后的横Π型阻力测量梁降低了升力对阻力的干扰,并有利于提高天平阻力分量的稳定性。该测量梁结构应用到了某型飞机高速风洞试验测力天平上,天平静态校准结果与理论分析结果吻合,风洞试验时天平状态良好、性能稳定。     

高速风洞试验中的视频测量技术进展

视频测量(Videogrammetry)技术因其对试验模型设计无特殊要求,受到国内外风洞试验机构的青睐。本文在介绍视频测量的理论基础之上,面向高速风洞试验的振动噪声环境,分析了飞行器精细化风洞试验对视频测量技术的需求,综述了大角度大重叠数字图像的外方位元素解算、标记点及其图像处理、相机标定和气动光学波前畸变场测量等技术进展。在2m 量级的高速风洞中,通过多个工程实例表明:视频测量的精度高,同期试验迎角视频实测数据的标准差≤0.0075°;同期动态变形实测数据的标准不确定度为5.232±0.082mm;为气动光学效应的研究与测量提供了新途径,其光路简单、无需使用价格昂贵的相干光源。     

基于柱状粗糙元的边界层人工转捩试验研究

为提高风洞试验模型边界层转捩模拟的准确性、可靠性和可操作性,逐步取代沿用多年的基于金刚砂粗糙带的转捩模拟方法,本文针对GBM-04A战斗机标模,确定了柱式转捩带的技术参数、制作方法和粗糙元配方,采用全模型测力和表面升华法对边界层转捩效果进行了试验研究.结果表明,对GBM-04A标模而言,粗糙元的最佳高度为h=0.09~0.11mm,在此范围选择粗糙元高度,不仅可以在模型上得到满意的人工转捩效果,而且不产生附加阻力;柱式转捩带具有传统金刚砂粗糙带不可比拟的显著优点,适合在高速风洞试验中推广应用.     

低密度烧蚀材料在中高热流环境应用的试验研究和理论预测

低密度烧蚀材料是为解决飞船再入过程中高焓、低热流长时间飞行热环境的防热问题开发的防热材料。随着新工程项目的开展，低密度烧蚀材料被要求应用于中高热流的新环境下。在电弧风洞上开展了低密度烧蚀材料在气流恢复焓为18MJ/kg，冷壁热流为720kW/m2的高焓、中高热流条件下的防热性能考核试验。试验中改进了传统的水冷框方式，水冷框与试验件之间增加了高性能隔热材料，避免了侧向热泄漏，提高了试验结果的准确性。试验结果表明低密度烧蚀材料能够满足中高热流的加热环境。同时开展了低密度烧蚀材料的防热性能计算研究。低密度烧蚀材料的烧蚀机理复杂，根据低密度烧蚀过程的本体热传导-热解-炭化机制，不同区域和阶段分别采用对应的预测方法，改进了炭化烧蚀的计算方法。将理论预测结果同风洞试验结果进行了对比研究，结果表明理论预测同风洞试验结果一致性良好。     

低速航空声学风洞背景噪声测试技术研究

介绍了在国内第一个全新设计的0.55m×0.4m航空声学引导风洞开展风洞背景噪声测量的技术方案和方法,对电容式麦克风、脉动压力传感器、预极化和非预极化传声器、自由场和压力场传声器、传声器安装方式以及声学频谱算法进行了比较实验和分析.在初期实验过程中,根据测试结果优化了风洞降噪方案,达到了较为理想的风洞背景噪声指标.测试结果表明:采用电容式麦克风比采用脉动压力传感器得到的频谱和声压级精度高;在消声部段前后的同一侧洞壁上测量,可以得到消声部段传声损失;压力场和自由场传声器在修正后可以互换使用;为得到重复性较好的背景噪声频谱和有效声压级,采用频谱线性平均算法.实验结果对低速航空声学风洞背景噪声测试具有一定的指导意义.     

基于线阵犆犆犇的风浪环境下水面弱流场速度测量方法

风浪环境下对水面弱流场进行测量是波-流作用机理的重要研究手段,对内波、水下地形、漩涡等海洋现象的微波遥感探测有着十分重要的意义。传统的流场测量方法无法在风浪环境下工作,难以应用在对表面弱流场与风生波间相互作用机理的研究中。提出了一种基于线阵电荷耦合组件(Charge-Coupled Device,CCD)的表面弱流场光学测量方法,通过表面波相速度的变化测量表面弱流场速度,其最大优点是工作在风浪环境下不受波浪振动影响。文章用水槽实验中内波激发的表面弱流场来验证此方法的正确性,对实际光学数据进行处理表明表面弱流场速度的测量精度优于0.3 cm/s。所提出的方法可以用于测量风浪环境下表面弱流场并研究流场与风生波之间的相互作用。     

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。