浅析高空长航时无人机的气动研究问题

叙述了高空长航时无人机的现状和作用,讨论了它的主要气动特征,评述了可行的分析、设计技术。认为XFOIL技术具备了处理边界层转捩、分离、分离泡的能力,可望在我国高空长航时无人机的气动设计中发挥一定作用。     

流体力学实验与测量2004年分类总目次

·进展评述·中国空气动力研究与发展中心低速所风工程研究新进展杨　炯　李明水　刘义信　　 (Ⅰ 1)…………………………………大型飞机高速气动力关键问题解决的技术手段及途径陈德华　林　俊　郭旦平等　 (Ⅱ 1)……………………………………飞机综合设计与评估技术的基础平台邱玉鑫　刘　刚　　 (Ⅱ 6 )…………………………………………………………………高空、长航时无人机风洞试验研究综述战培国　　 (Ⅱ 11)……………………………………………………………………………浅析高空长航时无人机的气动研究问题邱玉鑫　程娅红　胥家常…     

临近空间环境对高空飞艇长时驻空影响研究进展

临近空间长航时浮空平台具有极大应用价值，高空飞艇与超压气球成为当前研究热点。从近年各国试验情况来看，国外已成功实现超压气球在临近空间高度的长航时飞行，但要实现高空飞艇长时驻空飞行，还有诸如环境预测、材料、能源、推进等很多关键技术需要突破。本文分析了临近空间环境要素特征，重点研究了大气密度、温度、风场、辐射和臭氧等要素对飞艇的影响，并借鉴超压气球高度、轨迹以及压力控制等相关技术，探索研究高空飞艇长航时驻空飞行的技术途径，对高空飞艇设计、研制与飞行控制有一定参考价值。     

无人机气动力地面车载测试系统

介绍了中国航天空气动力技术研究院开发的一种用于测量全尺寸无人机气动力的地面车载测试系统(GTV).车载测试系统采用一辆中型卡车进行相关改造,将试验无人机机身安装在其顶部,通过汽车牵引能够达到40km/h的速度.一套专用的测试天平系统和数据采集系统用于记录试验中无人机产生的升力、阻力以及俯仰力矩等数据.主要介绍测试天平系统的设计,数据采集测试系统,测试方法和试验结果.多元静态原位校准加载结果表明天平测试系统输出信号线性度以及重复性较好.动态校准试验采用一副定常展弦比6的机翼进行,试验结果与已知的风洞试验数据进行了比对.车载测试系统试验结果的升力和俯仰力矩数据不同车次之间重复性较好,并且与风洞试验数据基本一致.但阻力数据的离散度要比风洞试验时大得多,并且试验结果比风洞试验时偏小一些,试验证明地面车载测试系统的阻力测量难度较大.     

六旋翼无人机旋翼转动对测风准确性的影响研究

旋翼无人机可以代替桅杆实现风场的定点或多点同时测量，但是旋翼转动引起的扰流会对测风的准确性产生影响。利用不同高度的支架，在六旋翼无人机上搭载超声波风速仪进行风洞试验，探究旋翼转动对无人机中心上方各高度处风场的影响以及不同风向角和机身倾斜对测量准确性的影响。结果表明:除个别工况外，旋翼转动均会引起较大的风速相对误差；旋翼转动引起的风速误差随高度呈先增大后减小的趋势；机身水平时，随高度增加，各工况下的风速绝对误差趋于一致，且控制风速大于6 m/s时，风速相对误差随风速增大而减小；旋翼转动对风向角测量基本没有影响。研究结果可为多旋翼无人机搭载测风仪器直接测风的实际应用提供参考。     

风洞无线智能传感器网络及无线测量技术研究

风洞试验现场,特别是大型连续式风洞试验现场的电磁环境非常恶劣,而风洞实验中的测量信号又是毫伏级的微弱信号,采用传统测量方式难以克服恶劣的电磁环境对测量系统的干扰.对于运动物体或无法布线的试验环境进行参数测量时,传统测量方式完全不起作用.针对上述问题,笔者对风洞无线智能传感器网络和无线测量技术进行了研究,采用ZIGBEE技术实现了风洞无线智能传感器网络和基于该网络的无线测量模块.极大地增强了测量系统的抗干扰能力,提高了风洞试验的精细化程度,降低了测量系统的经济成本.     

长空无人机系列燃油系统原理性能分析研究

本文主要介绍长空无人机系列中,各型无人机中、高空型、低空型、高机动型燃油系统在结构原理和性能方面的特点,并对它们进行了分析比较。     

用直接测力方法进行软质翼型的气动特性研究

在西北工业大学NF-3低速风洞运用翼型气动力直接测量的方法对软质翼型进行风洞试验研究,对比了软、硬质翼型模型的试验结果.结果表明:软质翼型模型与硬质翼型模型在相同风速下具有不同的气动力特性.在一定风速下,软质翼型模型的表面会发生变化,从而影响了气动力.由于该影响非常复杂,因此在研究软质翼型模型的气动特性时进行风洞试验是必要的.     

一种基于图像的模型迎角实时测量方法和应用研究

模型迎角的测量是风洞试验中非常重要的环节.使用图像的测量方法能够在不影响模型的情况下对它的角度进行非接触的测量.提出了一种采用图像对模型迎角进行测量的方法,对系统的设备组成、测量原理等方面进行了说明,通过对图像畸变的矫正来修正成像系统本身的测量误差.通过采用图像分层、特征提取和自适应阈值分割等快速图像处理方法实现了对模型迎角的实时测量.分析了风洞试验时振动对测量的影响,进行了测量精度检验,对风洞试验结果进行了简要分析.     

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。     

基于涡格法的近程无人机气动优化与风洞实验验证

针对低雷诺数的近程无人机,利用涡格法(VLM)对无人机气动特性进行了加装翼尖小翼优化设计,并通过风洞实验进行了验证.首先给出了翼尖小翼的几何参数并分析其对全机气动特性的影响,其次利用涡格法对小翼进行气动建模和优选,针对无人机巡航状态给出了小翼优化结果,最后利用风洞实验对优化前后的无人机进行了吹风实验对比验证,实验结果表明,涡格法和风洞实验结果在线性段相符,涡格法能够较准确地描述和预测翼尖小翼特性,加装翼尖小翼后的无人机巡航状态升阻比提高12%,全机滚转阻尼加大,偏航阻尼变化很小.     

大展弦比无人机高速风洞测力试验技术研究

本文针对大展弦比无人机布局特点,开展了2.4m风洞测力试验技术研究,主要包括专用高精度大载荷天平研制、支撑系统的优化设计、支撑干扰的有效扣除等,利用CFD手段和ANSYS分析软件,有效地建立了大展弦比无人机高速风洞测力试验技术,并成功投入应用,获得了满意的试验结果.     

NF-6风洞压缩机及驱动系统研制

NF-6风洞是我国第一座增压连续式跨声速翼型风洞，轴流压缩机是影响风洞安全运行和流场性能的重要因素之一。介绍了NF-6风洞轴流压缩机的运转性能要求、在风洞回路中位置的选取；压缩机驱动轴系的扭转振动分析；双电机串联主从驱动方式的关键技术等。通过2003年10月的试运转表明，压缩机以及驱动系统的研制是成功的。     

0.6 m连续式跨声速风洞轴流压缩机布局方案研究

压缩机作为连续式跨声速风洞的驱动系统，其运转性能与风洞总体性能的匹配设计是风洞研制的关键技术之一。随着大型连续式跨超声速风洞的发展，压缩机研制呈现出运转功率大和运转效率高、调节范围宽和调节精度高等鲜明特点。基于0.6 m连续式跨声速风洞的研制，对大型跨声速风洞轴流压缩机的布局方案进行研究。从气动性能、结构设计、控制等方面对压缩机位置布局和方案布局进行了分析，并阐述了风洞压缩机一体化设计的重要性。在压缩机布置于第一、二拐角段之间的前提下，通过压缩机性能试验，验证了电机外置两端驱动方案、多台电机同步控制方案和压缩机内流道整流技术等的可行性。风洞调试结果表明，压缩机运行性能良好，各项指标均满足设计技术要求，为大型连续式跨声速风洞建设奠定了基础。     

跨声速翼型风洞开孔壁的简化模型数值模拟

以开孔壁翼型风洞为研究对象，构建简化的仿真模型，模拟开风洞孔壁附近及小孔内的流动，研究开孔壁对风洞试验的影响。研究了开孔壁流动的主要特征参数并建立多孔板模型，为进一步建立数值风洞模型及研究洞壁干扰提供参考。通过简化的孔壁模型，研究了开闭比等特征参数对风洞流场和翼型绕流的影响。构建了二维简化孔壁模型和多孔介质孔壁模型，并验证了以多孔板模型模拟孔壁风洞流场的可行性。本文建立了一种研究跨声速孔壁风洞的孔壁效应的数值方法，为跨声速孔壁风洞流场的模拟研究提供参考，为进一步构建可靠的风洞孔壁数值模拟数学模型提供一种研究思路。     

高超声速风洞颤振试验技术研究

为实现在高超声速风洞中开展颤振试验研究,设计了高超声速风洞颤振试验装置和模型保护机构。风洞试验表明该试验装置可用于开展高超声速风洞颤振试验研究,支撑方式可避免风洞及其他机构对模型的频率干扰;保护机构在高动压情况下可正常工作,达到模型保护效果。试验验证了高超声速风洞固定马赫数阶梯变动压和连续变动压两种风洞开车方式。为验证高超声速风洞颤振试验技术,对平板翼进行了高超风洞颤振试验,试验马赫数为5.0和6.0。试验采用随机子空间法(SSI)辨识结构模态参数,采用 Zimmerman-Weissenburger 方法预测颤振临界动压,其颤振预测动压比采用活塞理论计算值高12.7%。试验表明目前采用的高超声速风洞颤振试验技术可用于开展高超声速风洞颤振试验研究。     

液晶膜流动显示技术的试验研究

简要地介绍了一种新型的液晶膜流动显示技术，并且较全面地介绍在低紊流度风洞、低速风洞和高速风洞中，进行应用试验研究的情况。     

基于流固热耦合低温风洞扩散段热力学特性分析

低温风洞降温过程中，温度变化范围大，容易在结构内部引发较大热应力，影响设备运行安全。以中国空气动力研究与发展中心0.3m跨声速低温风洞扩散段为研究对象，基于流固热耦合方法，采用多物理场数据交换接口MpCCI，联合结构有限元软件Abaqus和计算流体动力学软件Fluent，建立扩散段的流固热耦合仿真模型，分析低温内流场的换热特性，计算低温风洞结构的温度及应力分布。通过低温风洞试验发现，流固热耦合仿真结果接近于实际的测量结果，能够准确反映低温风洞结构的热力学特性，可为低温风洞的结构安全性能优化提供可靠的仿真分析方法。     

低速开缝壁风洞洞壁干扰若干性能探讨

为适应大攻角、高升力等试验的需要,许多国家正在研究或开始使用低速开缝壁风洞。为论证在我所建造低速开缝壁风洞的可行性,用涡格法对三种机翼模型进行了计算,并用所得结论指导了试验,其结果与实验结果比较符合。经分析得出:低速开缝壁风洞升力洞壁干扰与开闭比之间的关系接近对数变化规律。最佳开闭比随缝的加深而增大,每一座低速开缝壁风洞都有一个工作范围,在此范围内洞壁干扰量及下洗量均比相应的低速闭口和开口风洞小得多,因此证明了低速开缝壁风洞的性能确实优于低速闭口和开口风洞。又由于它制造和使用不太复杂,因而正以第二代低速风洞的姿态出现在人们面前。     

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.