FL-23风洞级间分离与网格测力试验系统

近年来,随着飞行器研制不断高速化发展,一些型号要求在超声速条件下实现级间分离与网格测力试验。为了实现超声速飞行器级间分离与网格测力风洞试验,利用FL-23跨超声速风洞独有的投放机构,通过对上、下支撑及其控制系统进行改造升级,实现了X、Y两个方向的复合运动,建立了马赫数0.3～4.0的级间分离系统。经过多期型号试验验证,该系统对模型定位控制精度达到要求,满足飞行器高马赫数下开展级间分离与网格测力风洞试验需求。     

六分力台架设计与矢量推力定位

从螺旋理论出发,给出六分力台架上测力单元的基本设计准则,并证明由逆静力映射矩阵乘以传感器所受反力来计算矢量推力在数学上是不适定的,只能获得矢量推力的3个分力和3个力矩,无法求得该矢量推力的作用点。为了克服上述缺点,提出了确定矢量推力作用点的环向偏转法,并用数值算例验证了该方法的可行性。算例结果表明:发动机和动架的重力会对矢量推力的作用点确定产生严重干扰,因此使用环向偏转法确定力心时必须事先消除重力的影响。      

近耦合鸭式布局鸭翼展向零质量射流控制技术实验研究

结合鸭式布局和机翼展向吹气的优点,采用鸭翼展向零质量射流间接涡控技术提高战斗机大迎角和过失速机动性能.其主要利用鸭翼涡与主翼涡之间的有利干扰,零质量射流直接增强鸭翼涡,同时间接增强主翼涡.本文利用低速风洞测力测压实验,研究展向零质量射流对近耦合鸭式布局增升影响规律.在不同雷诺数下,通过改变零质量射流的频率来揭示零质量射流与鸭式布局气动力之间的关系.本研究为新一代战斗机研制提供一定的技术储备.     

飞翼飞机开裂式阻力方向舵铰链力矩的预测

飞翼布局无人机开裂式阻力方向舵是一新型操纵面。文中对开裂式阻力方向舵对飞翼的航向操纵特性进行了分析,建立了舵面受力模型和全面的航向舵容量计算公式。通过全机风洞测力试验数据分析证实该模型合理、正确。依据该受力模型将舵面铰链力矩和全机受力联系起来,建立了一种新的通过全机测力试验数据预测开裂式阻力方向舵铰链力矩的实用方法。最后通过风洞测压试验结果得到阻力舵铰链力矩,并与预测结果进行了比较。两者最大相对误差为15%,且舵偏角越大,误差越小。40°舵偏时误差仅为2.5%。     

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.     

超声速条件下多体干扰与分离试验研究

采用根据国外公开文献设计的类CAV模型,在0.6m×0.6m 跨/超声速风洞中开展了多体干扰与分离网格测力试验研究,初步获得了典型多体飞行器分离过程中的气动特性变化规律。试验结果表明,载荷模型气动特性受分离位置变化影响非常明显。载荷模型沿轴向分离时,气动力(矩)逐步接近自由流中气动力(矩)值,载荷模型法向位置改变会引发其气动力(矩)值发生更为剧烈的变化。引发这种现象的原因有两个:一是尾迹和头激波的发展改变了不同轴向位置处载荷模型的表面流态,从而影响了其气动特性;二是母机模型底部流动具有明显的非对称膨胀特征,不同法向位置处流速大小和方向差异明显,导致载荷模型气动特性随法向位置变化更为剧烈。     

标准砝码计量误差对三点测力式质心台测量精度的影响

标准砝码是三点测力式质心台标定校准的专用计量设备,其质量计量的准确性直接关系到质心台的测量精度。通过对质心台标定算法的分析,得出标准砝码的计量误差会影响质心台的标定系数,从而影响质心台测量精度的结论,根据分析结果提出了相应的修正方法,并在实际应用中验证了方法的有效性。     

塞式矢量喷管热态内流特性试验

为了获取塞式矢量喷管的几何偏转角（0°、10°、15°）和落压比（2～6）对喷管的总压恢复系数、推力系数和气动矢量角的 影响规律,开展了塞式矢量喷管热态内流特性试验研究。试验结果表明：在非偏转及偏转状态下,塞式喷管的总压恢复系数均高于 0.99,表明喷管具有良好的内流特性;塞式喷管在低的可用压比情况下仍具有较高的推力系数,验证了塞式喷管在较低的可用压比 情况下仍具有较高的推力系数;在几何偏转角固定时,气动偏航角基本稳定;在几何偏转角为15毅时,气动矢量角最大可达15.5毅, 即喷管气动偏转角度与几何偏转角度相匹配,二者呈正比关系。     

S型三分量测力传感器

本文主要介绍了三分量测力传感器及S型拉压式力传感器的设计思想,对应变式力传感器中的有关设计、粘贴和补偿等几个具体问题进行了探讨。