国外气动力试验与设备研究动向

综述了国外工业发达国家军民机发展对气动力试验和设备的需求,气动试验与设备研究的方向。     

高精度自动化投放试验系统

一种以计算机为中心的高精度自动化投入试验系统，克服了过去投放批次少和投放精度不高的缺点。本系统使用方便，精度高，抗干扰能力强，可靠性好，已经成功地用于飞机型号试验之中，使投放试验技术达到国内先进水平。     

立式风洞尾旋试验技术

介绍了立式风洞自由飞尾旋试验和旋转天平试验的方法，简述了试验模型的设计。     

俄罗斯T203低速风洞试验研究的新探索

本文对俄罗斯西伯利亚航空研究院的T203低速风洞以及在此风洞中所进行的新型试验方法做了简要介绍。     

颤振逼近和退出方法的研究

本文介绍了风洞颤振试验时颤振的逼近和退出的方法。此方法是保持马赫数为常值，逐步增加前室总压来逼近颤振点，一旦模型出现颤振，快速拉小风洞第二喉道面积并紧急关车（快速关闭调压阀和启动阀），从而快速降低速压及马赫数，使模型快速安全地退出颤振。本文也给出了用此方法对歼八飞机单独机翼模型在ＦＬ－１风洞中进行颤振试验的结果。同时对其它几种退出颤振的方法进行了分析比较。     

2m量级高速风洞强迫振动动导数试验技术研究

为满足大型运输机、先进战斗机、推进与机体一体化布局等现代高性能飞行器动导数风洞试验研究的需求,基于小振幅强迫振动动导数试验原理,在中国空气动力研究与发展中心2 m 量级高速风洞(FL-26和 FL-28)建立了一套俯仰、滚转及偏航的三通道动导数试验技术。在试验系统研制过程中,首先采用强度高、刚性好的航空轻质铝材和复合材料解决了亚跨超声速条件下大尺度试验模型研制问题;其次,结合动力学和运动学仿真分析手段,实现并优化了大载荷试验装置传动机构设计以及α、β耦合双转轴支撑结构设计的难题;最后,在测控系统研制部分,通过电机选取、电磁干扰屏蔽、滤波器设计等技术手段进一步提高了测试系统的精度。试验系统设计技术指标Ma=0.4~4.25,迎角α=-35°~35°,侧滑角β=-15°~15°,传动机构法向承载载荷≤10000 N。SDM 标模的验证试验结果表明,直接阻尼导数与文献值一致性较好,重复性试验数据误差基本控制在10%以内。目前,该项试验技术已经成功应用于某大型飞机模型的动导数风洞试验。     

2．4m风洞大规模测压试验技术及应用

在2．4m风洞中进行全模测压试验，可以充分利用该风洞尺寸大的优势，更精细地模拟试验对象的几何外形，在流场变化比较复杂的地方，可以尽可能多地布置测压点，更准确地测量部件性能和整体性能。但进行大规模的测压试验，对测量设备及测量技术将提出更高的要求。本文讨论了在2．4m风洞进行大规模测压试验需注意的关键技术问题，并提出了解决的方法及其应用效果。     

美国空气动力地面试验能力及发展趋势分析

空气动力地面试验能力是衡量一个国家航空航天飞行器发展水平的重要因素。美国作为世界航空航天大国，其空气动力试验模拟能力、飞行器创新研究以及空气动力学学科发展等都处于世界领先水平。本文概述了美国空气动力相关研究机构基本情况，重点列举了11个主要机构的核心空气动力试验研究能力和技术支撑能力，分类阐述了美国空气动力试验设备与试验技术能力现状，简要分析了美国空气动力地面试验能力的优势与不足、经验与教训，最后综合研判了其未来发展趋势。     

对提高高速风洞不同期试验精度的建议

风洞试验是由很多环节组成的高精度空气动力试验。本文对如何避免过失误差,控制好偶然误差以提高风洞不同期试验精度提出了一些建议。     

非烧蚀型防热材料烧蚀性能初步试验研究

介绍了在CARDC等离子体风洞中开展的非烧蚀型防热材料超高温陶瓷（UHTC）的试验研究结果。对Ф20mm平头圆柱体试验模型,采用亚声速驻点试验技术,在驻点热流478W／cm2,气流焓值27．9MJ／kg,环境压力18kPa条件下,分别对代号C（15、10）型、Y型、S（30、15、10）型3种材料模型进行了试验研究,并对模型试验前后的长度变化、质量变化以及模型表面温度进行了测量,初步分析了模型的表观变化、抗氧化特性和表面辐射特性。结果表明：Y型模型试验前后表观变化不大,表面温度达到1930℃;S型模型表面生成一层薄氧化层,稳定情形下模型表面温度达到1964℃;C型模型表面烧蚀严重,模型表面温度达到2462℃,防热性能最差。     

散热器性能试验风洞控制系统研制

介绍山东潍坊恒安散热器有限公司的散热器性能试验风洞控制系统的研制情况。该风洞的控制系统包括：风速控制，水流量控制，风温采集，水温采集四部分。通过工业控制计算机、采集卡及计算机接口，在Windows2000下实现了所有数据的采集与风速和水流量的较高精度的自动控制。采用VisualC 6．0编写的控制软件具有良好的人机用户界面和数据显示、保存和打印功能。经过试验验证，系统工作正常。     

加拿大IAR1．5m三声速下吹式风洞的改造

本文主要介绍加拿大IAR1．5m三声速下吹式风洞建成40年来进行的一些主要改造和新试验技术的应用，给我院暂冲式风洞改造以启发和参考。     

FD09风洞旋转天平试验系统研制

为了分析和预测飞机的尾旋特性,一般通过旋转天平风洞试验测定飞机模型在不同姿态角时绕风轴以不同旋转速率作等速旋转状态下的气动特性。针对上述情况,研制FD09低速风洞旋转天平试验系统,介绍该旋转天平试验系统的设计特点、性能指标,并进行SDM标模和战斗机模型对比验证。结果表明:本试验系统工作稳定可靠,试验结果与参考曲线有较好的重复性,并且本试验系统试验曲线的光滑性要更好一些,同时本试验系统给出的试验数据精度较高,可以用于开展型号试验及相关空气动力学研究。     

飞船返回舱再入阶段高超声速六分量测力试验研究

介绍了在气动中心超高速所激波风洞中进行的飞船返回舱再入阶段高超声速六分量测力试验研究以及马赫数、雷诺数变化对返回舱外形纵向三分量气动特性的影响研究。在试验方案和天平设计中提出和采用了“5 l”方案，即五分量主天平和单分量滚转力矩天平实现六分量测量，模型分段连接使大轴向力对小滚转力矩测量的干扰降至最低。为考核该方案的可行性，还进行了一系列验证性试验，如对比性试验和缝隙影响试验，试验研究结果表明：采用该方案是可行的，成功地测量出了返回舱模型上的小滚转力矩。     

防热材料热解与氧化性能试验技术研究

介绍了利用Arrhenius方程开展材料烧蚀热解性能动力学特性的基本原理，试验测试方法。并通过对炭酚醛材料烧蚀动力学参数的高频等离子体风洞试验研究，验证了采用时间历程积分在试验结果处理中的可靠性，在此基础上采用平板试验技术获得炭酚醛材料在600～1200K温度范围内的表面质量烧蚀率动力学方程，并将该方程所预测的结果与采用驻点烧蚀技术所获得的结果进行比较。结果显示：二者最大误差不超过5％，通过理论初步分析了二者之间存在差异的主要原因，并在试验比较分析的基础上，采用最大误差限理论分析了试验结果的可靠性。     

高速高雷诺数风洞颤振试验新技术

ＦＬ－２风洞在国内首次进行了飞机型号的跨音速风洞颤振试验。本文详细叙述了包括模型的设计、风洞的进行、模型亚临界响应的测量与数据处理等试验各技术环节的特点以及其中的技术难点和技术创新点。ＦＬ－２风洞的跨音速风洞颤振试验填补了国内大尺寸跨音速风洞颤振试验的空白,对我国航天航天的重点型号研制具有重要意义。     

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。     

亚跨超风洞现代试验设计方法研究

开展了基于现代试验设计方法(MDOE)的亚跨超风洞试验研究,以八号标模尾翼为试验对象研究其气动特性,采用同时改变攻角-侧滑角的多变量方法,而不是传统的单变量(OFAT)方法进行试验。对自变量攻角和侧滑角进行试验设计(DOE),应用响应面法建模,用IV-最优方法对测量点分布进行设计。在FD-12亚跨超风洞完成了试验,并和传统的OFAT方法结果进行比较分析。结果表明:MDOE方法获得的数据和传统的OFAT方法的数据吻合很好;MDOE采集样点数减少了46%,吹风的时间比OFAT减少30%左右,提高了风洞试验效率,缩短了试验周期;MDOE试验方法可以给出设计空间内任意给定自变量对应的响应值及其置信区间。     

低速风洞动态试验能力现状及展望

本文介绍了国内外包括气动院低速风洞动态试验技术的新进展，并根据大迎角动态气动力特性研究对风洞试验技术的需求及现有能力，提出动态试验技术研究课题组下一步的发展方向。