跨声速风洞专用开孔壁试验段实验研究

为满足型号试验需求，2.4 m×2.4 m跨声速风洞需在不改变现有洞体结构和安装条件下新研制一个截面尺寸为3 m×1.92 m（宽×高）的专用开孔壁试验段。为了降低技术风险和投资风险，以0.24 m×0.20 m跨声速风洞（2.4 m×2.4 m跨声速风洞的引导风洞）为实验平台，采用变截面气动设计方案新设计、加工了一个专用开孔壁试验段实验件，并开展了预先性实验研究工作。通过实验研究验证了专用开孔壁试验段气动设计方案可行，且试验段模型区内流场达到设计指标要求。实验还考察了壁板扩开角、主流引射缝开度、开孔率分布等参数对流场均匀性的影响，研究结果表明:在扩开角0.3°、引射缝开度12 mm、加速区采用递增方式开孔时，专用开孔壁试验段的流场能够满足马赫数均方根偏差σ_M≤0.01（0.4≤Ma＜1.0）、σ_M≤0.02（1.0≤Ma≤1.2、1.4）设计指标要求，并且在Ma≤1.0时，σ_M达到了国军标合格指标要求。研究工作为2.4 m×2.4 m跨声速风洞专用开孔壁试验段设计提供了技术支持，也为该风洞下一阶段调试和流场校测提供了可供参考的调试参数。     

利用M1.4喷管和开孔壁试验段实现低超声速流场实验研究

在FL-26y风洞中利用M1.4喷管和开孔壁试验段进行了实现低超声速流场的实验研究工作.通过实验研究验证了利用M1.4喷管在开孔壁试验段上建立起的低超声速流场的流场品质能够满足国军标合格指标的要求.实验还考察了不同稳定段总压、驻室抽气量等开车参数以及不同试验段扩开角、主流引射缝开度和开孔壁开孔率等洞体条件对流场的影响,为2.4m×2.4m跨声速风洞增设M1.4喷管,拓展该风洞试验马赫数的范围,使其具备M1.4的低超声速试验能力提供了技术支持,同时也为该风洞在下一阶段正式开展M1.4流场调试提供了可供参考的调试参数.     

大型连续式跨声速风洞总体方案与关键技术研究

大型连续式跨声速风洞具备飞行器外形精确模拟、气动弹性评估和机体/推进一体化设计等试验能力,试验段尺寸大、指标要求高、系统规模大、运行功能多.围绕大型连续式跨声速风洞的特点,简要介绍了大型连续式跨声速风洞总体设计方案,重点介绍了世界一流流场品质实现、大型轴流压缩机及其驱动系统研制等关键技术的初步研究成果.     

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.     

一种特殊情形下风洞M≥1跨声速均匀流场的建立

在中国空气动力研究与发展中心高速所FL 24(1.2m×1.2m)跨超声速风洞中,通过采用减小风洞柔壁喷管喉道截面积的方法,成功地在风洞超扩段内装有大堵塞度六自由度机构情形下建立了均匀M≥1跨声速流场。流场校测结果表明,所获得的跨声速流场均匀性指标能满足试验要求,较为成功地解决了FL 24风洞进行跨声速CTS试验的问题,具有实际应用价值。     

大展弦比飞机变翼展洞壁干扰试验与分析

为了掌握不同马赫数、不同展长条件下大展弦比飞机模型风洞试验壁面压力分布,为高速风洞试验中大展弦比飞机模型展长的设计准则提供依据,设计加工了一套可变翼展大展弦比飞机模型,在2.4 m跨声速风洞中进行了洞壁干扰试验。试验过程中,使用13根壁压管测量了洞壁压力分布,试验马赫数范围0.4～0.86,模型展长与试验段宽度比例为65%～90%。结果显示,大展弦比飞机模型展长超过临界值(70%试验段宽度)后,亚声速范围内洞壁压力会产生突变,跨声速洞壁压力变化不大;大展弦比飞机亚声速风洞试验模型展长必须严格限制,跨声速试验模型展长可适当放宽要求。     

0.6m连续式跨声速风洞总体性能

中国空气动力研究与发展中心（CARDC）0.6m连续式跨声速风洞是一座采用干燥空气作为试验介质的变密度回流式风洞，设计方案采用了宽工况压缩机及其与风洞一体化设计、半柔壁喷管、低噪声跨声速试验段、指片再入调节片式主流引射缝、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。通过风洞总体性能调试，获取了风洞安全运行边界及总体性能，得到了风洞各关键部段性能参数。调试结果表明，风洞总体和各部段性能均达到预期设计技术要求；压缩机、换热器和各辅助系统设备运行性能良好；实现稳定段总压运行范围15~250kPa，总压控制精度优于0.2%；实现试验段Ma运行范围为0.144~1.640，马赫数控制精度优于0.002；轴向马赫数分布均方根偏差优于设计指标（Ma ≤ 1.0时，σ_Ma < 0.002，1.0 < Ma ≤ 1.6时，σ_Ma < 0.008）的要求；当试验Ma ≥ 0.5时，试验段核心气流脉动压力系数ΔC_p < 0.8%。调试结果验证了0.6m连续式跨声速风洞设计方案的可行性，为我国大型连续式跨声速风洞研制提供参考。     

0.6 m连续式跨声速风洞流场品质改进试验研究

中国空气动力研究与发展中心(China Aerodynamics Research and Development Center,CARDC)0.6 m连续式跨声速风洞是一座采用干燥空气作为试验介质的变密度回流式风洞。本文在前期风洞总体性能调试的基础上,通过风洞试验段不同壁板(槽壁/孔壁)型式及设计参数优化、压缩机尾罩和拐角段等洞体回路部段降噪、壁板扩开角和主流引射缝等机构调节、半柔壁喷管和二喉道以及驻室抽气系统控制等措施,对风洞流场品质进行改进,取得了突出进步。主要研究成果包括:总压控制精度优于0.1%;试验段马赫数控制精度优于0.001;跨超声速试验段气流压力脉动系数ΔC_p≤0.8%;平均气流偏角优于0.1°;稳定段出口气流湍流度ε≤1.5%;试验马赫数分布均匀性和标模试验数据精度等指标均达到国际先进水平。该流场品质调试研究充分验证了连续式跨声速风洞实现更高流场品质的可行性,为中国大型连续式跨声速风洞方案设计及国际先进流场品质保证提供了参考。     

2.4m跨声速风洞大型飞机试验不确定度评估

2.4m跨声速风洞作为中国目前唯一的大型跨声速气动力试验设备,在中国大型飞机研制中发挥着十分重要的作用.因此,对该风洞试验数据质量的评估、控制和改进提高是一项紧迫的工作.笔者通过完善不确定度计算方法、详细标定基本不确定度源和编制评估软件等工作,建立了该风洞大型飞机试验的不确定度评估方法,并对某大型飞机模型试验结果开展了具体的评估与分析,澄清了该风洞大型飞机试验数据的质量水平.     

跨声速风洞中使用短轴探管测量试验段核心流马赫数影响研究

在0.6 m×0.6 m连续式跨声速风洞中设计了一种新型短轴探管,用于测量试验段核心流马赫数的分布特性.为了研究不同跨声速试验段条件下短轴探管的测值特性,通过数值仿真研究了短轴探管在不同马赫数下对流场的影响.分别在跨声速孔壁试验段和槽壁试验段中开展了短轴探管用于测量试验段核心流马赫数风洞试验研究,并与长轴探管的试验结果...     

进气道风洞试验分布式流量调节技术研究与试验验证

分布式流量调节将风洞试验中的进气道出口后的流动转化为多个区域的流动，通过调整导流片组合之间的相对位置，改变导流片组合之间不同区域的流通面积，实现流体流量的调节。利用商业软件对节流锥流量调节与测量装置简化模型和分布式流量调节与测量装置简化模型进行了数值模拟，并在FL-24风洞对分布式流量调节方法进行了验证。研究结果表明:分布式流量调节具有较高的流通能力和调节效率，能够有效降低流量调节与测量装置的外形尺寸；进气道喘振前，分布式流量调节与节流锥调节的试验结果一致性较好；分布式流量调节分解了调节装置对上、下游流动的干扰，特别是对上游流动均匀性基本没有影响。     

复杂非线性结构随机振动环境试验的数值模拟——虚拟振动环境试验系统

介绍了复杂非线性结构振动环境试验计算机模拟过程,为建立虚拟振动环境试验系统奠定基础。振动环境试验的数值模拟包括建模和控制器设计两个核心问题。对复杂非线性结构的计算机模拟具体过程是:首先对被试非线性结构建立非线性有限元模型,并简化成一个低自由度模型;利用低自由度系统和两个反馈测点的加速度设计反馈控制器,使其被控制点响应加速度的功率谱密度达到规范谱型,控制器的反馈即为非线性结构的激励;将激励作用到有限元模型,并做响应计算,验证其响应加速度功率谱密度是否达到预定的规范谱,如果不满足,可重新减缩非线性有限元模型,或另选控制律,重新设计控制器;分析非线性有限元模型的响应,并进行可靠性分析。由振动环境试验的数值模拟过程可发展而成虚拟振动环境试验系统。     

关于GB/T 21563-2008冲击试验的剪裁

确定动力学环境模拟的试验量级是一件复杂的工作,在引用指导性的标准文件时应该结合自身数据进行剪裁。基于Miner损伤准则,计算GB/T 21563-2008中模拟长寿命试验与冲击试验对产品造成的潜在疲劳损伤,通过对比分析得出模拟长寿命试验对产品造成的潜在疲劳损伤大于冲击试验对产品造成的潜在疲劳损伤。若产品经受住规定频率范围内的某一方向上的模拟长寿命试验,可以对相应方向的冲击试验进行剪裁。     

不同收集口角度下模型风洞试验段流场的数值模拟与实验研究

对汽车模型风洞的试验段进行了数值模拟与实验研究,针对不同角度收集口的风洞进行了数值计算,并在模型风洞中对其中一种收集口工况进行了实验校核.实验校核结果说明数值风洞可以作为研究实际风洞的一种切实可靠的手段,对于整车风洞的研究、改进奠定了基础.     

弹射座椅试验研究

为给新型高性能飞机弹射座椅的气动性能研究提供依据 ,在中国空气动力研究与发展中心低速所 8m× 6m风洞进行了此新型高性能飞机弹射座椅 1 :1模型的空气动力特性试验研究。研究结果表明 :试验对高性能飞机弹射座椅气动性能的研究 ,为航空弹射座椅气动理论的研究提供了可靠的依据 ;试验对人体表面压力分布研究的结果初步揭示了人体表面压力分布规律 ,为后续研究奠定了基础     

综合离心环境试验技术研究进展

为了真实有效模拟航天飞行器的发射和再入环境,全面激发产品潜在的故障模式,需要发展综合离心环境试验技术。从环境耦合效应和试验技术研究两个方面,系统地总结了过载振动、过载温度、过载外压三种综合离心环境试验技术的研究进展,并对综合离心环境试验技术的工程应用和未来发展作了探讨与展望。     

力学环境试验测量不确定度分析

航天器力学环境试验数据的测量是完成试验的关键技术之一。任何测量过程都客观上存在测量误差,使测量结果带有不确定性,进行测量不确定度分析的目的是提供评价测量结果的可信度指标。力学环境试验一般需要动态测量,影响测量误差和数据不确定度的因素较多,进行全面准确的分析相对困难。文中通过介绍一些有关测量误差和测量不确定度的基本知识,针对固定的振动环境试验系统,综合所有客观存在的误差因素进行分析计算,给出目前力学环境试验数据测量误差和测量不确定度数值,提高试验数据判读的准确性,满足提供测量误差和测量不确定度指标的实际需求。     

两种特殊CTS试验技术的研究

介绍了载机投放/发射的外挂武器具有舵面控制律模拟的分离轨迹测量技术以及分离体带喷流的导弹级间分离气动干扰特性测量技术的研究情况。研究表明,两种特殊CTS试验技术研究取得了比较满意的结果,进一步拓展了气动中心1.2m高速风洞捕获轨迹综合试验能力和种类。     

纳米压痕试验中圆柱形压头尺寸效应

针对薄膜材料在纳米压痕试验时出现的压痕尺寸效应,运用准连续介质法模拟单晶铝膜纳米压痕试验初始塑性变形过程。分析了不同直径的刚性圆柱形压头分别压入同一深度时弹性和塑性变形特点,并获得了相应的载荷—压深曲线。基于Oliver-Pharr法,预测了纳米硬度值和弹性模量。研究数据表明:纳米硬度值随着压头直径的增加而减小,呈现出明显的压头尺寸效应;当压头直径达到或超过80时纳米硬度值趋于稳定值,即压头尺寸效应消失。同时表明弹性模量不存在尺寸效应。表明材料的弹性模量本质上仅依赖原子间的结合能,而和压头尺寸基本无关。     

舵面热模态试验技术研究

介绍一种改进的热模态试验方法,采用振动台基础激励技术和激光测振仪非接触测量方法,对舵面的热模态特性进行测试,获得了一阶弯曲频率和扭转频率随加热时间和温度的变化规律,该技术具有较好的应用价值.