风洞实验的质量控制

结合风洞实验的过程控制，概述了过程方法的内涵、风洞实验过程的三个阶段、风洞实验过程控制的要点以及提出了实施规范化管理和落实岗位责任制的看法和建议。     

风洞实验的过程控制

本文简要叙述了对过程方法的理解和认识。主要结合风洞实验的过程控制，描述了风洞实验过程的三个阶段及其过程框图，重点阐述了风洞实验的过程控制要点，结合实际对做好系统地识剐和管理所应用的各具体过程、对过程的关键活动实施有效的控制，对过程运行实施规范化管理和落实岗位责任制等方面的工作谈了一些认识和体会。     

八项质量管理原则在风洞实验中的应用

八项质量管理原则是进行质量管理的基础，在风洞实验中，只要将八项质量管理原则贯彻落实到风洞实验的全过程，加强对风洞实验的过程控制，就能保证实验质量。提高经济效益，增强组织的核心竞争力。     

质量管理原则在气动院的应用

ISO9000标准中的八项质量管理原则是进行质量管理的基础,在风洞实验中,只要将八项质量管理原则贯彻落实到质量管理的全过程,加强对风洞实验的过程控制,就能保证实验质量,提高经济效益,增强气动院的核心竞争力。     

高温燃气流风洞非稳态运行过程实验和数值模拟研究

针对热考核用高温燃气流风洞运行过程中的非稳态过程开展研究，采用风洞实验与数值计算相结合的方法研究了风洞整体起动、扩压器背压抬升、关机三种过程中喷管、实验舱和扩压器内瞬态流动特性。实验结果揭示了燃气风洞诸多有趣的瞬态现象，且披露了一手实验数据。而通过数值计算能较好地复现上述瞬态现象；借助数值计算能合理地解释试验现象产生的原因；还能捕捉实验中无法观测到的现象；此外还评估了该风洞扩压器的抗反压裕度在10kPa以上。因此，数值方法是研究大型燃气风洞瞬态流动特性最重要的辅助手段。该研究可为类似风洞运行调试提供借鉴，并为风洞实际运行提供数据支撑。     

脉冲风洞中进气道起动过程试验研究

在马赫8炮风洞中开展了不同初始真空压力条件下风洞喷管启动过程对侧压进气道启动的影响研究。通过调节进气道几何收缩比和风洞运行的初始真空压力,完成了收缩比分别为2,4.25,5.56,初始真空压力变化范围为60 Pa~3 kPa的多种工况测压、纹影实验。实验数据表明,当收缩比较小时,即使初始真空压力很高,甚至严重影响了风洞的有效运行时间,进气道也能够启动;当进气道收缩比较大时,炮风洞喷管启动过程会影响进气道启动,即进气道是否启动受风洞初始真空压力变化而十分敏感。     

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。     

NF-3风洞螺旋桨实验段的声学改造

在分析螺旋桨噪声特性和声学实验对风洞的要求的基础上，结合NF-3风洞的特点和声学工程设计经验，对该风洞螺旋桨实验段进行了声学改造。检测结果表明，改造的效果令人满意，NF-3风洞已初步具备声学实验能力。     

计算流体力学在气动-声学风洞设计中的应用

传统的气动-声学风洞设计一般参考现有风洞设计经验和沿用工程估算方法,风洞各主要部件的设计依据均来自前人大量实验的归纳统计结果.本文使用计算流体力学方法(CFD)对气动-声学模型风洞流场进行模拟,得到最大喷口速度下,流道各部件压力损失系数和关键截面的流场分布.结合模型风洞实验结果,比较了某一速度工况下,实验段轴向静压系数变化和收集口出口的速度分布.CFD结果与模型风洞实验结果的一致性,表明CFD作为一种新方法,能够应用于气动-声学风洞设计中.     

用于高温测量的红外热成像技术

用于高焓风洞实验中模型表面温度测量的CCD红外热成像系统，测量范围1000－3500K。笔者介绍系统原理和标定过程，并给出了初步风洞实验结果。通过与红外高温计测量结果的比较分析，验证了该系统的可靠性和实用性。系统的研制成功为地面防热；热结构实验中模型表面温度测量提供了先进的手段。     

风洞试验模型舵机系统研制

提高试验效率一直是风洞试验的目标之一。介绍了中国空气动力研究与发展中心新研制的风洞试验模型舵机系统。地面调试与试验验证结果表明,新系统控制精度在满足国标要求的前提下,可大幅提高试验效率,降低能耗,具有很高的推广价值。     

多体分离风洞自由飞试验

根据作者多年从事多体分离风洞自由飞试验的经验,对多体分离风洞自由飞试验技术的原理及特点、相似准则、试验装置等技术要点作了介绍,并根据技术特点及应用领域的不同对其进行了分类,对不同类型多体分离风洞自由飞试验的特点作了详细描述,并给出了不同类型实例的试验图像及分离体飞行轨迹曲线。     

面向先进战斗机研制的风洞模型飞行试验技术

高机动性先进战斗机气动布局与飞控系统设计面临愈加严峻的流动/运动/控制耦合问题,大迎角飞行以及推力矢量等高新技术应用也使其在研制过程中面临更高的技术风险,风洞模型飞行试验是实现飞行器气动/飞行/控制一体化研究、降低研制技术风险的重要手段。介绍了低速风洞模型飞行试验技术原理及国内外发展现状,对试验技术主要特点及其在支撑先进战斗机研制中的作用、应用范围、应用阶段以及面临的主要挑战进行了分析,为试验技术发展和应用提供参考。发展和应用低速风洞模型飞行试验技术,有利于充分挖掘战斗机的气动性能与控制性能,降低试飞风险,是新一代战斗机研制、新技术工程化应用的重要支撑技术。     

风洞风机防喘振模型及其控制策略

以连续式高速风洞中的多级轴流风机为研究对象，分析了其喘振流量条件和风洞多变试验状态下的流量特性，建立了基于风机入口流量和进出口压比的防喘振模型.给出了风机流动相似条件和流量计算方法，测试出了风洞风机通用特性曲线和工作线，基于风机转速区间和工作特性设置了防喘振簇线.基于PLC（programmable logic controller）过程控制和WinCC监控平台，制定了多级冗余防喘振控制策略，并进行了风洞试验验证.结果表明:防喘振模型能准确反映风洞多变试验条件下风机的运行工况和安全裕度；流量与压比重复性测量的标准差分别为0.002和0.001，防喘振控制的重复性精度为0.003；实现了喘振工况的实时判别和自动控制，有效避免了喘振的发生.      

NF-6风洞马赫数闭环控制系统设计研究

对NF-6风洞的概况进行了简要介绍,重点阐述了风洞马赫数测量、控制方式及流程,分析了控制系统的结构原理,建立了马赫数闭环控制系统。该系统利用静叶角度机构实现马赫数控制的粗调,通过PI算法控制压缩机转速进行马赫数二次细调。实验结果表明：马赫数控制精度可达0.002以下,实现了实验段流场马赫数的准确控制,控制策略是正确可行的,控制系统是可靠的。     

Wind tunnel test of gust load alleviation for a large-scale full aircraft model

Wind tunnel test is an important way to test the performance of Gust Load Alleviation(GLA). At present, some component-level wind tunnel tests have been carried out in big aviation countries, but there is a lack of full aircraft model GLA tests. In this study, a set of large-scale GLA test system in low-speed wind tunnel is developed, which includes a gust generator, a fivedegree-of-freedom suspension system, a full elastic aircraft model with control system, and gust load measuring devices. Two...     

飞机全动平尾颤振特性风洞试验

高机动飞机全动平尾颤振设计的重要手段就是颤振模型风洞试验。针对一个飞机的全动平尾,采用了单独平尾和中央固支的后机身-平尾组合体两种方案的低速颤振风洞试验,研究平尾的基本颤振耦合机理以及后机身垂尾气动力干扰的影响。然后采用半模跨声速颤振风洞试验研究马赫数对颤振特性的影响和机翼干扰对平尾颤振边界的影响。介绍了低、高速颤振模型的设计和风洞试验的结果,并综合形成了完整的平尾颤振特性规律,尤其在跨声速颤振风洞试验中,使用不同超重系数的颤振模型,研究了质量参数对颤振边界的影响规律。风洞试验结果显示,全动平尾颤振特性研究必须考虑后机身的弹性支持,并且需要使用不同的模型方案考虑机身、机翼和垂尾的气动力干扰,跨声速风洞模型需要考虑超重系数的影响。该研究获得了全动平尾颤振特性的一般规律,可作为相关飞行器设计的参考。     

RESEARCH ON DIGITAL ACTIVEFLUTTER SUPPRESSION

ＲＥＳＥＡＲＣＨＯＮＤＩＧＩＴＡＬＡＣＴＩＶＥＦＬＵＴＴＥＲＳＵＰＰＲＥＳＳＩＯＮＺｏｕＣｏｎｇｑｉｎｇ，ＣｈｅｎＧｕｉｂｉｎ（５－ｔｈＤｅｐａｒｔｍｅｎｔ，ＢｅｉｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，...     

外挂物、副翼操纵刚度对机翼颤振特性的影响

采用某型号机颤振风洞模型风洞试验的方法，研究了机翼外挂物重量、悬挂位置和不同的副翼操纵系统刚度对机翼颤振特性的影响。并对试验结果进行了分析。     

跨声速风洞调节片式二喉道中心体构型初步研究

新一代先进飞行器的发展,对风洞试验数据的稳定性和精细化水平提出了更高的要求。而二喉道,作为马赫数精确控制系统,可降低试验流场马赫数波动量,提高试验数据稳定性。二喉道从结构构型上可分为调节片式、活动堵块式和栅指式。本文针对调节片加中心体式二喉道,研究不同中心体构型对二喉道性能的影响。首先,利用数值模拟手段定性研究不同中心体构型的二喉道的气动性能;其次,通过风洞试验,设计加工了4种构型的二喉道进行验证试验。数值模拟和试验验证表明:加长板中心体在总压损失和流场控制方面综合性能最好,并在新建的大型连续式风洞中采用了加长板中心体方案。