矢量喷管推力特性的风洞试验技术

该试验技术的研究包括喷流模拟器的研制、地面校准系统的研制、喷管天平数据修正方法研究以及风洞验证试验。研制的喷流模拟器内置喷管推力测量天平,设计了地面推力特性试验校准架,建立了地面试验系统。分析了影响喷管天平测量结果的附加刚度效应、压力效应和流动效应3个主要因素,通过地面校准架建立了相应的测量数据修正方法。针对特定喷管,开展了0°、5°、10°和15°四个偏转角度的喷管,在不同落压比下的推力和矢量角地面验证试验研究。进一步将喷流模拟器和喷管安装在模型上,在中国空气动力研究与发展中心的8m×6m低速风洞开展了落压比为3时的模型纵向气动特性试验研究。研究结果表明:以喷流模拟器为核心的喷管推力特性试验技术能够在地面和风洞试验中有效测量矢量喷管的推力大小、矢量角大小和对飞行器气动特性的影响量。从测量结果来看,落压比为2时,有效推力偏角最大,实际偏角为10°时的有效偏角可以增加3°。喷管偏转10°时,推力对模型的气动力影响最大,其中升力系数可以增加0.066。      

基于代理模型的二元收扩喷管流道型面优化设计

在二元收扩（2D-CD）喷管设计参数对喷管气动性能影响研究的基础上,以获得尽可能高的喷管推力系数为目标,以喉道宽高比、喉道型面半径比、收敛半角和扩张半角为设计变量,对二元收扩喷管的流道型面进行了优化设计。设计过程中,利用正交试验设计方法确定初始样本点,建立喷管推力系数与设计参数间的Kriging代理模型,采用自适应模拟退火算法（ASA）对代理模型进行分析求解。结果表明,二元收扩喷管的优化型面参数为:喉道宽高比为6,喉道型面半径比为0.3,收敛半角为15°,扩张半角为5.64°,此时最大推力系数为0.97847,流量系数为0.98778.      

基于Kriging代理模型的单边膨胀喷管尾缘切角优化

在设计点落压比25和非设计点落压比15条件下,对单边膨胀喷管（SERN）不同尾缘切角模型进行了三维数值模拟,并采用Kriging代理模型以SERN轴向推力系数为目标,对尾缘切角进行多目标优化。研究结果表明:尾缘切角会影响SERN后气体的膨胀,增强流动的三维效应,恰当的尾缘切角会使SERN后气体更充分膨胀,有利于提高SERN的轴向推力系数,改善SERN的性能;通过优化,SERN的轴向推力系数由0.94达到了0.975以上,比优化之前提高了约5%,基于Kriging代理模型的SERN优化方法是有效的。      

喷管模型试验器六分量天平校准技术

为了提高喷管内流试验台六分量测力天平的静态和动态校准的精度和准度,采用了理论计算与标模试验相结合的方法,开展了天平校准技术研究.对静校的原始数据进行1次项与3次项对比分析,得出了天平在安装、调试阶段的经验模型,重复性标模试验表明完善的数据处理方法可以极大地提高天平动校精度和准度,试验结果与四分量天平比较,证明了天平性能的可靠性以及以喷管落压比为基准修正测力系统附加力、附加力矩的正确性.该六分量天平校准方法可对其他多分量测力系统的校准提供参考.      

基于单缝射流的二元推力矢量喷管设计及数值模拟

喷管是发动机产生推力的主要部件,其气动性能对发动机的性能具有决定性的影响。本文利用简化特征线法设计二元收敛-扩张（2DCD）推力矢量喷管模型;采用RNGk-ε湍流模型和非平衡壁面函数对单缝二次流喷射后的喷管流场进行数值模拟,分析了射流位置、主流落压比（NPR）、二次流与主流总压比（SPR）等参数对矢量喷管气动性能的影响...     

2．4米跨声速风洞推力矢量试验技术

针对先进战斗机推力矢量高速试验需求,研制了可用于校准通气不传力系统对推力天平性能影响的装置和基于数字流量阀的喷流质量流量闭环测控系统,在2．4 m 跨声速风洞建立了通气叶片支撑、金属波纹管通气不传力系统实现喷流供气转换、三台天平内置的双发战斗机推力矢量试验平台,实现了飞机气动力和两尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。系统调试和模型风洞试验表明：试验系统运行稳定、可靠,质量流量测控精度优于0．5％;全机气动力及两个喷管矢量喷流推进特性规律合理,重复性精度达到国军标常规测力合格指标;建立的试验技术系统可用于来流马赫数0．3～1．2、迎角－10。～60。、喷管偏角－20。～20。、喷流总质量流量0～3 kg／s 的双发战斗机推力矢量试验。     

卷积神经网络在风洞天平静态校准中的应用

风洞天平是气动试验中用于测量作用在模型上的空气动力载荷（力与力矩）的大小、方向和作用点的装置，测量结果的精准度与天平的静态校准性能直接相关，天平的静态校准是通过校测设备建立天平测量信号与所受气动载荷的映射关系。由于多分量风洞天平的各个分量间存在相互干扰，并且通常二次干扰和组合干扰会出现非线性特性，采用线性拟合方法会产生一定的误差，使得风洞天平静态校准性能因受到数据处理方法（线性拟合）的局限而较难进一步提高。因此，为了进一步提升应变天平静态校准的性能，本文探索深度学习方法在风洞天平静态校准中的应用。利用中国科学院力学研究所风洞天平校准系统AiBCS，对六分量应变天平开展基于卷积神经网络的静态校准研究，采用深度学习训练模型代替传统风洞天平校准公式并获取更高性能指标。同时，对人工智能建模方法在天平静态校准中的适用条件、有效性及可靠性等方面进行了讨论和评估分析。数据结果显示：相较于传统的基于最小二乘多项式的拟合方法，卷积神经网络天平校准方法有效降低了天平各个分量间的载荷干扰，使校准结果的精准度得到了较大幅度的提升。     

耦合梯度与分级Kriging模型的高效气动优化方法

Kriging代理模型中引入梯度信息能够提高模型的预测精度,但常规耦合梯度的方法都有不足之处。本文结合分级Kriging模型,提出了一种变可信度分级Kriging模型耦合梯度（GEHK）信息的新方法。首先利用梯度信息,选取扰动步长得到初始样本点附近的派生点,以派生点拟合出能够预测目标函数趋势的低精度Kriging模型。然后以初始样本点修正该模型得到高精度的Kriging模型。翼型减阻优化设计算例表明,与常规耦合梯度的Kriging模型相比,基于分级Kriging的梯度耦合方法对于扰动步长引入的误差不敏感,明显提高了模型预测精度,优化效率因此提升并使得目标函数值下降得更加迅速。相比Euler解作为低精度数据的常规分级Kriging模型,由梯度信息得到的派生点为模型提供了更准确的全局趋势预测,取得了更好的优化结果。本文方法成功应用于翼型多点减阻优化问题,说明该方法对复杂设计问题有很好的适应性。基于分级Kriging模型的耦合梯度方法克服了常规方法的缺点,提高了模型全局拟合精度,是一种优化效率更高的Kriging方法。     

基于壁面压力分布的非对称喷管反设计

针对目前非对称喷管的设计方法上的缺陷,给出了通过指定壁面压力分布规律来反设计其膨胀面型线的方法,获得了膨胀面型线反设计程序,并结合优化算法寻找综合性能较好的喷管壁面压力分布.将采用该方法设计得到的喷管模型与最大推力喷管进行了对比研究.结果表明:在设计点,该喷管的推力系数比最大推力喷管只降低0.102%,而升力和俯仰力矩分别提升2.295%和15.774%.验证了设计思想的正确性,为非对称喷管的设计提供了一种高效的设计方法.      

基于校准箱的低速风洞一体式喷流试验技术

为满足大型涡扇动力飞机的喷流试验需求,发展了基于校准箱的低速风洞一体式喷流试验技术。该技术的原理是将试验模型与喷流模拟器融合为一体进行喷流试验,风洞天平同时测量模型的气动力和喷流模拟器的推力,推力通过校准箱校准后从风洞天平测量试验数据中扣除。详细介绍了推力校准及扣除技术、空气桥技术、流量、落压比精确控制技术。为验证该试验技术可靠性,分别在校准箱和FL-13风洞开展了某飞机推力校准试验和全机喷流风洞试验,试验结果表明:推力校准精度优于0.24%,全机喷流试验的阻力系数重复性精度达到0.000 3,满足喷流风洞试验的精度要求。      

涡扇动力模拟短舱反推力校准试验技术

为满足大飞机的反推力风洞试验需求,中国空气动力研究与发展中心发展了涡扇动力模拟短舱反推力校准试验技术。在FL-12风洞建立了反推力校准试验平台,利用推力天平测量反推力短舱实际推力,通过空气桥减少高压供气管路对天平测量影响,通过安装在短舱进口和喷口之间的隔板解决短舱进排气对风洞气流的诱导及反向喷流被短舱重新吸入的问题。发展了反推力校准试验方法和试验数据修正方法。为验证反推力校准试验技术可靠性,分别在FL-12风洞和FL-13风洞开展了某型号反推力校准试验和全机反推力风洞试验,试验结果表明:随排气压比增大,反推力短舱流量和速度的计算值与标定值之间的差异逐渐减小;校准试验精度优于0.5%,满足反推力风洞试验对校准试验的精度要求。      

Hybrid calibration method for six-component force/torque transducers of wind tunnel balance based on support vector machines

A hybrid calibration approach based on support vector machines (SVM) is proposed to characterize nonlinear cross coupling of multi-dimensional transducer. It is difficult to identify these unknown nonlinearities and crosstalk just with a single conventional calibration approach. In this paper, a hybrid model comprising calibration matrix and SVM model for calibrating linearity and nonlinearity respectively is built up. The calibration matrix is determined by linear artificial neural network (ANN), and the SVM is used to compensate for the nonlinear cross coupling among each dimension. A simulation of the calibration of a multi-dimensional sensor is conducted by the SVM hybrid calibration method, which is then utilized to calibrate a six-component force/torque transducer of wind tunnel balance. From the calibrating results, it can be indicated that the SVM hybrid calibration method has improved the calibration accuracy significantly without increasing data samples, compared with calibration matrix. Moreover, with the calibration matrix, the hybrid model can provide a basis for the design of transducers.     

CS-01高空台推力测量和校准装置研制

推力是涡喷涡扇发动机高空模拟试验的重要测量参数之一。CS－01高空台原推力测量采用杠杆、砝码、测力秤系统，现采用原位校准，液压加载、应变式推力传感器来测量和校准，从而消除了“高度差”的影响，降低了稳态推力测量系统的测量不确定度。     

航空矢量喷管测试平台用六分量盒式天平结构设计

为了满足航空发动机推力矢量高精度测量的需求,研制了一种结构紧凑的能够实现推力矢量彻底分解的六分量盒式天平.该天平关键结构包括:三维传感器、固定框和浮动框.其中三维传感器的弹性体采用串、并联组合的结构型式.基于有限元分析,对传感器弹性体的设计进行了模拟,结果显示传感器各测力元件对本分量载荷作用敏感程度均远高于其他分量,支撑元件也较好地阻隔了各测力元件之间的相互干扰,该结论也通过了传感器的校准验证.六分量盒式天平整体的刚度和模态分析结果:天平无需做弹性角修正;1阶固有频率为218.8Hz,高于设计指标180Hz.六分量盒式天平校准表明:天平各分量精确度优于3‰,准确度优于5‰.      

某飞行器推力矢量试验测力装置研制

为满足某飞行器推力矢量试验的测试要求,采用两台六分量应变天平和一个空气桥组成测力装置来实现飞机全机气动力和喷管推进特性同时分别测量。基于有限元软件,对天平的应变及空气桥对天平的干扰进行了分析。结果表明:空气桥对天平力分量的干扰值优于5%,对力矩(滚转力矩除外)分量的干扰值优于15%,达到了设计指标。通过校准获得了单独天平、天平带空气桥(充压、不充压)状态下的校准公式,校准结果表明:两台天平各分量的综合加载误差均优于0.3%,天平带空气桥(充压、不充压)状态下各分量的综合加载误差优于0.5%,空气桥对天平的干扰量值与有限元分析结果一致。理论分析与实测结果证明:研制的天平及空气桥达到了预定目标,它的测量精准度高,满足推力矢量风洞试验需求。     

Robust control for constant thrust rendezvous under thrust failure

A robust constant thrust rendezvous approach under thrust failure is proposed based on the relative motion dynamic model. Firstly, the design problem is cast into a convex optimization problem by introducing a Lyapunov function subject to linear matrix inequalities. Secondly, the robust controllers satisfying the requirements can be designed by solving this optimization problem.Then, a new algorithm of constant thrust fitting is proposed through the impulse compensation and the fuel consumption under the theoretical continuous thrust and the actual constant thrust is calculated and compared by using the method proposed in this paper. Finally, the proposed method having the advantage of saving fuel is proved and the actual constant thrust switch control laws are obtained through the isochronous interpolation method, meanwhile, an illustrative example is provided to show the effectiveness of the proposed control design method.     

低速风洞推力矢量试验技术研究

介绍了中国航天空气动力技术研究院FD-09低速风洞利用YF-16标模作为研究对象开发的一种推力矢量试验系统,系统利用中压气源提供的最大2.0MPa压缩空气,通过通气管路和推力矢量管道由模型尾喷管排出,用于模拟飞机喷流对全机气动特性的影响。推力矢量试验系统充分利用现有的大迎角机构预弯支杆作为模型支撑装置和引气管路,使同一次车次的试验迎角范围能够达到-6°~90°,同时极大降低管路压力损失,使得喷口最大落压比NPR超过5,并且能够实现模型腹部支撑和背部支撑两种形式的相互转换。试验采用六分量常规测力天平和推力矢量传感器以及总压传感器等,测量得到了推力矢量喷流对全机气动性能的影响以及喷管的气动性能。主要介绍整个系统布局、推力矢量管路的优化设计、测试设备以及两套喷管的典型试验结果。推力矢量试验系统在经过支撑干扰修正、喷流状态下传感器校准、压力管路化等方面做进一步的深入研究之后,将形成试验能力。     

旋翼动态升力实验及理论分析

建立了计入动力入流的旋翼动载荷分析模型,在旋翼模型试验台上进行了悬停状态总距激振的铰接式旋翼动态升力实验研究,理论计算与试验吻合很好。分析表明,激振频率越小,动力入流对悬停状态旋翼动升力影响越大;静态总距越小,动力入流的影响也越大。