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高速风洞模型自由飞试验技术 总被引:1,自引:0,他引:1
《空气动力学学报》2017,(5)
风洞模型自由飞试验是介于普通风洞试验和飞行试验之间的一种特种风洞试验技术。本文对高速风洞模型自由飞试验技术的发展现状做了介绍,对风洞模型自由飞试验技术的共性特点,及其不同的子技术——普通模型自由飞试验、多体分离风洞自由飞试验及高速风洞投放模型试验——三种子技术之间的差异及各自所适用的应用领域进行了总结。其共性特点是:没有支撑干扰,能够实现模型在风洞中的自由飞行;能够实现对分离瞬间瞬态气动力的模拟;试验的重复性较普通风洞试验要差。三种子技术在共性特点基础上又具有不同的特点:其中普通风洞模型自由飞试验主要应用于飞行器动稳定性问题研究,多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验则是应用于飞行器各类多体分离问题,而由于试验技术的差异,使得多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验技术在具体的多体分离问题的应用范围上又有所不同。 相似文献
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电传飞机模型自由飞试验飞行控制技术研究 总被引:3,自引:0,他引:3
以静不稳定飞机模型为研究对象,开展了电传飞机模型自由飞试验控制律设计及验证方法研究.主要介绍了模型自由飞试验的特点和飞行控制律设计原则,设计和验证了电传飞机模型试验控制律,并通过模型自由飞试验验证了控制律的适用性. 相似文献
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《航空学报》2017,(10)
为在风洞中模拟飞行器六自由度飞行的物理过程,获取飞行器流动/运动/控制耦合特性,对低速风洞带动力模型自由飞试验技术进行了研究。基于相似准则,在大型低速风洞建立了试验系统,利用纵向静不稳定的动力学相似缩比模型飞机,经过飞行控制律闭环控制增稳后,开展稳态飞行、施加标准激励验证飞行、控制律参数调整验证飞行、大迎角飞行等自由飞试验,并将试验结果与原型机飞行仿真结果进行了对比研究。结果表明,基于相似准则建立的低速风洞带动力模型自由飞试验系统,能够有效模拟飞机闭环控制飞行过程,试验结果准确反映原型机的稳定与控制特性。低速风洞带动力模型自由飞试验验证了原型机的飞行控制律,预测了其大迎角失速/偏离特性,形成了飞行器气动/飞行力学/控制一体化风洞试验研究能力。 相似文献
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载机投放外挂物低速风洞模拟技术 总被引:3,自引:0,他引:3
本文介绍在低速风洞中进行载机投放外挂风洞试验模拟原理,模型设计,试验方法和结果处理,并讨论载机行飞高度,飞行速度和飞行姿态角诸参数对外挂物安全投放及其下落轨迹的影响。 相似文献
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低速风洞模型自由飞试验飞行控制系统相似准则及模拟方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
《空气动力学学报》2017,(5)
低速风洞模型自由飞试验技术具有试验成本低、风险低、试验条件可控、试验数据精度高等优点,是支撑新型飞行器研制和新技术验证的重要试验技术。飞行控制系统作为风洞模型自由飞试验平台的核心系统,与原型机的系统相似是保证试验结果反映原型机稳定与控制特性的关键。从试验相似准则出发,针对飞行控制系统的相似要求进行分析和仿真,研究了其需要满足的相似关系及其模拟方法,分析了飞行控制律相似性转换的方法、系统采样频率的确定以及飞控系统部件动态特性对飞机响应的影响等问题,最后开展了试验验证,验证了飞行控制系统实现以及试验结果应用于原型机飞行稳定与控制响应特性预测的可行性,为低速风洞模型自由飞试验技术的发展与完善提供依据,为其工程化应用奠定基础。 相似文献
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本文论述了在制定飞机的失速/尾旋模型自由飞试验总体方案时必须充分考虑的空间利用问题之重要性;分析了制约试验空间的诸因素;提出了设计飞行剖面的工程估算方法——其中一些半经验方法之使用效果已为我们的自由飞试验所证实;以我们已成功地进行过的带动力遥控试验机、摇控热气飞艇带飞/投放、飞机带飞/投放的失速/尾旋模型自由飞试验为例,剖析了组成整个飞行剖面的各个飞行阶段之特点和影响因素,并以此为据提出了充分利用自由飞试验空间的一些见解。 相似文献
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《中国航空学报》2021,34(3):61-70
In view of the separation form of the separator from the back of the carrier upward and from the side of the carrier outward, separation-safety research is carried out by taking the separation of a cluster munition as an example. In previous wind tunnel free-flight tests, the similarity law of vertical, downward, moving submunition was used to design submunitions at different positions in different initial-velocity directions, which resulted in large discrepancies between wind tunnel test results and real flight. In a wind tunnel test, each submunition has an independent time-reduction ratio with respect to the dispenser. Even if the separation trajectory of a single submunition is accurate, there will be errors in the position of each submunition at a given time. Therefore, it is necessary to determine the time-reduction ratio between submunitions, and to modify the test results later. In order to ensure the accuracy of wind tunnel test results, the similarity law of a free-flight test in a wind tunnel is derived in this paper. The time-correction scheme to ensure motion similarity between submunitions is solved. Numerical simulation is used to simulate the separation of a wind tunnel test and real aircraft, and the motion parameters of different submunitions are solved. The results show that the new similarity laws derived for different types of submunitions can greatly reduce the errors caused by previous similarity laws. In addition to the case for the separation of a cluster munition, the similarity law can also be applied to the free-flight test design of wind tunnels for vertical separation and horizontal separation of other kinds of aircraft. 相似文献
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介绍对一架带有纵向数字飞控系统的K8飞机自由飞模型进行的放宽静稳定度的试验研究,获取利用模型进行此种试验的可行性和实施方法,模型采用了四种重心构型;正常重心,中立重心,后移2%bA和后移4%ba。模型上加装了控制增稳装置,进行了控制律设计,取得较为满意的试验结果,地面仿真试验结果与飞行试验也是基本一致的,试验达到预期的目的。 相似文献
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开展螺旋桨飞机模型自由飞失速试验需要准确地模拟螺旋桨动力状态。通过对模型自由飞失速试验 动力相似准则和螺旋桨动力模拟相似准则的分析,推导出螺旋桨飞机模型自由飞失速试验中所需要遵循的相 似准则关系;以此开展某四发螺旋桨飞机模型自由飞试验,通过控制螺旋桨转速、设计桨叶角,满足拉力系数和 前进比相等,模拟全尺寸飞机螺旋桨动力特性,获得的失速特性与飞机风洞实验结果一致。结果表明:该方法 能够准确模拟飞机失速过程的螺旋桨动力状态,可为飞机失速试飞提供重要的数据支撑,并为国内后续螺旋桨 类飞机模型自由飞试验失速试飞研究提供理论和试验方法。 相似文献
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内埋武器投放分离相容性的风洞投放试验预测与评估 总被引:1,自引:1,他引:0
采用基于运动动力学相似的风洞投放试验对先进战斗机内埋武器投放分离相容性进行预测与评估,给出载机在不同飞行马赫数、攻角、弹舱长深比及舱内武器剩余数量、不同弹射力、折叠翼是否展开下,内埋导弹从载机弹舱投放分离后的运动轨迹和俯仰姿态角变化规律,研究这些因素对内埋导弹投放分离相容性的影响。结果表明:处于超声速飞行状态下(马赫数为1.5)的载机,攻角处于0°、2°、3°时投放内埋导弹后弹体俯仰角处于低头状态,利于攻击载机前下方敌方目标;在给定的初始分离条件下,对于两种不同的弹舱长深比,内埋导弹均能安全分离,但对内埋导弹俯仰方向运动影响较为显著;弹舱内武器剩余数量对内埋导弹分离特性影响较小,导弹能快速地远离载机干扰流场,投放分离后弹体俯仰角一直处于低头状态;随着内埋导弹初始分离速度增大,可使弹体快速地穿过载机的下洗流场,有利于内埋导弹与载机的安全分离;导弹的不同气动布局对内埋导弹分离相容性有一定的影响。 相似文献
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几种动态模型自由飞试验技术 总被引:1,自引:0,他引:1
目前在国外应用最广泛的动态模型自由飞试验技术包括三种方法,即:水平风洞模型自由飞,垂直风洞模型自由飞和露天投放模型自由飞,分析了每种方法的关键技术问题,比较三种方法的优缺点,说明在型号设计中应用范围。最后提出几点看法,并建议尽快建立必要的试验设施,研究试验方法,加速我国大迎角/尾旋动态模型试验技术的发展,为型号设计和航空科研服务。 相似文献
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颜巍 《民用飞机设计与研究》2019,(4):51-55
大型飞机研制过程中需要进行静态测力风洞试验,获得飞机小攻角条件下的气动特性,但对于飞机失速偏离尾旋研究,静态测力试验是不够的,无法获得飞机在失速过程中的动态特性与过渡过程。模型自由飞试验是一种动态试验,是通过飞机缩比模型来研究飞机的失速偏离尾旋问题,包括风洞模型自由飞试验和大气模型自由飞试验。 相似文献
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风洞虚拟飞行试验模拟方法研究 总被引:3,自引:0,他引:3
风洞虚拟飞行试验是把飞行器模型安装在风洞中具有三个转动自由度的专用支撑装置上,让三个角位移可以自由转动或者按照飞行器的飞行要求实时操纵控制舵面,来实现较为逼真的模拟飞行器真实机动运动过程,进而达到探索其气动/运动耦合机理的目的。发展风洞虚拟飞行试验,其模拟方法是必须要解决的核心理论问题。针对某典型导弹,开展了铅垂平面内三自由度俯仰运动的开环控制和闭环控制飞行仿真模拟,分析了风洞虚拟飞行试验和真实飞行之间的主要差异及其影响,研究了风洞虚拟飞行试验的模拟方法。结果表明:对铅垂平面内的三自由度俯仰运动,采用俯仰角速度反馈的经典三回路自动驾驶仪闭环控制方式,风洞虚拟飞行试验能够较为逼真地模拟真实飞行过程。 相似文献