跨声速风洞全模颤振试验技术

介绍了跨声速全模颤振试验的发展现状和存在的问题。探讨了全模颤振试验对风洞和支撑系统等试验设备的要求。对于风洞,主要从风洞洞体和流场等方面分析了进行颤振试验所需要具备的性能,并以中国空气动力研究与发展中心的2.4m跨声速风洞为例,介绍了进行颤振试验必须要采取的控制措施。对于支撑系统,则从模型运动自由度、支撑系统稳定性和支撑系统频率等方面的要求,阐述了设计支撑系统的困难,并简要分析了目前国内外发展的多种全模颤振支撑系统的结构原理及其优缺点。然后介绍了系统安全的保证措施,包括支撑系统稳定性分析、风洞紧急停车控制系统和模型保护装置等。最后根据飞行器发展的需求,探讨了今后需要完善和发展的几个主要问题。     

低速风洞大攻角张线式支撑系统

介绍了用于ＣＡＲＤＣ－Φ３．２ｍ亚声速风洞的大攻角张线式支撑系统的组成，试验装置的结构及其特点，给出了模型考核试验和支架干扰试验的主要结果，并进行了简要的讨论，试验表明，本支撑系统具有可试验的攻角和侧滑角范围大，支撑干扰小，控制和测量精度高，支撑刚度好等特点。     

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。     

低速风洞大攻角张线式支撑系统

本文介绍于ＣＡＲＤＣ－Φ３．２ｍ亚声速风洞的大攻角张线式支撑系统的组成。试验装置的结构及其特点，给出了模型考核试验和支架干扰试验的主要结果，并进行了简要的讨论。试验表明：本支撑系统具有可试验的攻角和测滑角范围大，支撑干扰小，控制和测量精度高，支撑刚度好等特点。     

2.4米跨声速风洞大展弦比飞机测力试验技术研究

针对大展弦比飞机的气动布局特点,在2.4米跨声速风洞中开展了大展弦比飞机测力试验技术研究。该项研究建立了大升阻比高精度天平设计技术和模型支撑系统设计平台,研制了专用大升阻比高精度测力天平和模型支撑系统。在国内高速风洞中建立了大型跨声速风洞模型设计新准则。研究结果表明:所提出和制定的方案是科学合理的,为我国大飞机研制提供了可靠的技术支撑。     

大飞机布局模型跨声速风洞实验尾支撑干扰研究

对某大飞机布局风洞实验尾支撑干扰开展了数值模拟和实验研究,发展的数值方法计算结果与风洞实验结果有很好的一致性。对于类似构型的飞机,在迎角-2°～6°范围,可认为尾支撑干扰量随迎角呈线性变化,采用前位叶片支撑作为辅助支撑带来的二次干扰量可以忽略,新型双天平辅助支撑系统试验进一步验证了这一结果;尾支撑对机身、尾翼、机翼等部件的绕流都有影响,干扰量随构型而变,对阻力、力矩影响较大,且随Ma数变化,因此不同构型实验数据需要单独修正。所发展的带风洞支撑系统的数值模拟软件能够满足工程应用要求,可用于支撑干扰修正研究以及风洞实验支撑系统优化设计。     

FD-09风洞单点腹支撑系统研制

为了在风洞中发展新型的腹支撑方式,基于FD-09风洞现有的下大迎角机构,设计研制了一套新型的单点腹支撑系统。单点腹支撑系统具有系统简便实用、模型设计简单、支撑干扰相对稳定等特点。在地面效应试验中使用布置光栅尺位移传感器的新方法取代了传统的测量方法,大大提高了控制精度和试验效率。风洞试验表明：单点腹支撑系统的试验重复性精度较高,部分指标已经接近国军标的先进指标;单点腹支撑系统的支杆干扰量是稳定的,并且对大部分气动分量的干扰量是小量;与双点腹支撑系统比较而言,单点腹支撑系统具有支杆干扰较小的优势。     

2.4米跨声速风洞条带悬挂支撑试验技术研究

为提高大型飞机风洞试验时的支撑系统刚度、降低支撑气动干扰以及实现真实船尾后体流动的模拟,在2.4米跨声速风洞中建立了条带悬挂支撑试验系统.主要包括专用试验段、条带支撑机构、控制系统、天平设备、标模及半弯刀尾支撑机构研制等六部分.系统研制成功后,在2.4米跨声速风洞中开展了流场调试及标模试验,分别采用风洞试验和数值模拟方法获取了条带悬支撑的干扰量.在某飞机高速风洞试验中,采用条带支撑系统,获得了飞机模型的气动特性,并与尾撑试验结果进行了对比.以条带支撑为辅助支撑,得到了尾支撑干扰量,与腹撑试验结果进行了对比.研究结果表明,条带悬挂支撑系统具备型号应用条件,同期重复性精度高,在-2°≤α≤2°范围内,重复性精度满足σCL≤0.0012,σCD≤0.00013,σCm≤0.0005,标模试验结果与国外风洞试验相关性较好;条带支撑干扰试验结果与数值模拟吻合较好,低亚声速时支撑干扰量较小,在-4°≤α≤10°范围内,M=0.6时的支撑干扰量ΔCL≤0.005,ΔCD≤0.0008,ΔCm≤0.005.     

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。     

8m×6m风洞特大迎角试验设备研制

8m×6m风洞特大迎角试验设备是该风洞最新配套的多用途支撑系统,其主要用途包括3个方面：（1）支撑战斗机模型完成特大迎角状态测力、测压试验任务,迎角连续变化范围0°～120°,侧滑角变化范围达±300;（2）支撑大尺度模型（最大翼展达6m）完成常规测力、测压、地效试验任务,此时迎角连续变化范围-10°～30°,在特定条件下,迎角可扩展到70°以上;（3）支撑特殊模型进行特种试验,包括细长体模型、车辆模型、螺旋桨模型、动力模拟试验模型等。该设备主要特点有：模型支撑方式多样,可满足常规和大量特种模型支撑和姿态变化需要;系统刚性强,模型支撑牢固,变形小;机构运行灵活,模型姿态变化定位精确。     

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...     

基于刚度优化的绳牵引并联支撑系统力/位混合控制

针对应用于风洞试验的八绳牵引并联支撑系统高性能运动控制问题,开展绳索张力实时优化与力/位混合控制技术研究。基于动态试验需求和系统刚度矩阵,选择主刚度加权和最大为目标函数,将其转化为线性规划问题,采用二维凸多边形张力可行域顶点法进行实时求解,并根据绳索张力变化约束进一步提出连续可行域,确保解的连续性,实现其优化分布;设计一种基于电机转角和绳索张力反馈的力/位混合控制策略,其中位姿控制环采用计算力矩法,并利用实际绳索张力补偿惯性力和非线性力等,进而开展稳定性分析。以风洞试验中典型的推力模拟、俯仰振荡等线位移和角运动轨迹为例,在原理样机上开展控制验证实验。研究结果表明该控制策略能够实现对末端飞行器模型位姿和绳索张力的有效跟踪,且具有较高的精度和良好的稳定性,可以为绳牵引并联支撑在风洞动态试验中的应用提供技术支持。     

风洞试验绳牵引并联支撑技术研究进展

新型飞行器的研制越发强调先进的飞行性能,这对风洞试验模型支撑技术提出了高的要求,为扩展风洞试验的能力,迫切需要研究新型的智能支撑技术。绳牵引并联支撑是基于机器人技术的一种新型机构,具有刚度较大,动态性能良好等优点,为风洞试验提供了一种新的手段。首先,全面论述了绳系支撑在风洞试验中的应用,并给出动态分析;进一步根据绳牵引并联支撑技术的特点,将其分为可实现受迫运动的冗余约束支撑,以及可实现受迫+自由运动的欠约束支撑;其次,重点阐述了冗余约束与欠约束两类支撑系统的若干关键技术问题及其研究进展;最后,指出绳牵引并联支撑技术的发展方向是具有可重构性和智能化。可为绳牵引并联支撑技术在风洞试验中的工程应用提供一定的理论指导与技术支持。     

用于风洞实验的磁悬挂技术研究

30mm×30mm五分力磁悬挂天平由电磁铁组、电磁感应式位置传感器、磁悬挂控制器、气动力测量系统等部分构成。在80m/s低速风洞中进行了吹风试验的主要结果,包括电磁铁设计理论与结构形状、传感器工作原理与数学模型、控制补偿律和工程实现中的一些技术问题。     

5000m特大跨度悬索桥空气动力稳定性风洞试验研究

伴随跨海大桥建造时代的来临,特大跨度悬索桥的空气动力性能研究日益紧迫,设计了中跨跨度为5000m的宽开槽和窄开槽钢箱梁悬索桥方案,实现了5000m特大跨度钢箱梁悬索桥的节段模型风洞试验,研究了宽开槽和窄开槽两种方案的颤振性能,识别了其颤振导数、颤振风速、颤振频率、三分力系数等重要参数;其次在风洞试验中研究了多种稳定板组合方案对窄开槽钢箱梁的颤振控制作用,发现中央稳定板和上稳定板的组合能将颤振临界风速提高50％;最后提出了适用于特大跨度悬索桥的二维颤振Straight—forward Method分析方法,对风洞试验进行了数值模拟,验证了该方法和节段模型风洞试验对于5000m悬索桥分析结果的一致性。最终研究认为：中央开槽达到足够宽度的方案与窄开槽附加稳定板的方案都能为跨度5000m的悬索桥提供足够高的颤振失稳临界风速,并能满足世界上绝大多数台风区的要求。     

1．2m×1．2m跨超声速风洞条带悬挂支撑天平研制

条带悬挂支撑天平是1．2m×1．2m风洞条带悬挂支撑测试系统中的重要组成部分,为确保天平研制成功,通过有限元分析仿真提出了一种“E”型天平新结构。天平有限元仿真、静态校准、动校和风洞试验结果表明天平结构合理,性能优良。     

低速风洞飞行器模型编队飞行绳系并联支撑机构

设计了一种用于飞行器双机编队飞行的风洞试验模型绳系并联支撑机构，模拟在周边有障碍物的有限空间通道中的飞行运动。以直升机为例，根据工况参数设计了双绳牵引并联机构作为飞行器模型的支撑，建立了基于可移动的滑轮铰点与直升机模型编队协同飞行的运动学模型，对系统的静刚度进行了分析，并通过试验验证了旋翼转动对该绳系支撑系统动刚度的影响，给出了在有限空间通道中模拟双机编队飞行与着陆过程中绳与绳之间、绳与模型之间的干涉算法，并对该支撑机构的绳系结构进行了干涉分析。结果表明，所设计的支撑机构能有效解决模拟飞行器模型双机编队在有限空间中飞行运动时的支撑干涉问题，而且系统刚度达到低速风洞试验的稳定性要求，是低速风洞中支撑飞行器模型进行编队飞行试验的有效解决方案。     

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。     

Dynamics,stability, and control of a four-cable mount system for wind tunnel test

A four-cable mount system is proposed for full-model wind tunnel flutter tests, which may adjust the pitch and roll attitude of the aircraft scaled model and ensure that the model is not subjected to cable tension. The system provides sufficient support to simulate the free flight of the aircraft by applying appropriate spring stiffness and cable tensions. The proposed four-cable mount system is modeled based on Lagrange mechanics, and its dynamics equations consider aerodynamic effects. The singularity of the system and its bifurcation characteristics under flow conditions are analysed to determine the supercritical bifurcation phenomenon for different tension levels and distances from the front suspension point to the mass centre of the model. The mathematical expressions of the longitudinal flight stability of the cable mount system are derived by linearising the system dynamics equations using small perturbations. The influence of the cable tension, spring stiffness, suspension point position, and other factors on the flight stability of the aircraft are analysed. A feedforward control algorithm is proposed to minimize the total elastic potential energy of the system. The results show that the model is in the level flight state when the elastic potential energy of the four-cable mount system is minimized. A feedback control design method is proposed based on the Lyapunov stability theory to derive the closed-loop stability conditions. The system dynamics model that includes the aircraft rigid body model, flexible cables, pulleys, springs, aerodynamic model, and servo motor control is established using the flexible multibody dynamics method. A multibody dynamics solver and Simulink are used to simulate the attitude adjustment of the model in the wind tunnel and verify the supercritical bifurcation characteristics of the system and the effectiveness of the feedback and feedforward control.     

大气湍流中的悬索桥颤振时域分析

综合考虑结构几何非线性、不同来流条件下气动力等因素对悬索桥气动稳定性的影响,利用风洞试验得到的颤振导数和对随机风场的时程模拟来计算桥梁的自激气动力和抖振力,对均匀流和大气湍流中大跨度悬索桥颤振问题进行了时域分析,结果与风洞试验结果基本一致,证明了本方法的可行性.分析表明:湍流将降低大跨度流线形主梁断面悬索桥的颤振稳定性;计算自激气动力时应当考虑随时间和空间随机变化的脉动风速的影响.