高速风洞动导数试验精准度提升研究

随着高机动性飞行器的发展,准确获取飞行器的动导数尤为重要,进而对传统动导数试验技术的精准度要求越来越高。然而,在高速风洞试验中,由于模型尺寸小、气动载荷大、振动幅值小,与低速动导数试验相比,高速动导数试验面临的困难更大。为了提高高速动导数的试验精准度,针对以上特点,对模型在振动过程中的受力情况、振动机构设计以及信号干扰等问题进行了详细分析与总结,并应用于型号试验中,试验结果显示高速风洞动导数重复性精度提高至10%以内。通过所做的研究工作,高速动导数试验技术得到了提升,同时,文中对高速动导数试验技术的未来发展趋势也做了简要介绍。     

跨超、高超声速风洞模型动导数试验技术研究

介绍了气动中心高速所为航空航天飞行器所开展的动导数试验技术研究,主要包括高速大攻角动导数试验技术、再入体模型配平状态动导数试验技术及基于气体轴承的高超声速风洞模型滚转阻尼导数试验技术。阐述了这些试验技术的试验设备及测试系统,给出了典型的试验结果,并进行了分析与讨论。     

风洞模型自由翻滚试验技术

风洞模型自由翻滚动导数试验技术是为满足航空航天飞行器 0°～ 36 0°全迎角范围内的动导数测量及产生极限环振动现象研究之急需而研制的。该项试验技术研制了 0 .6m跨超声速风洞和 0 .5m高超声速风洞采用液体轴承支撑的自由翻滚试验装置 ;研制了高精度的角度测试系统与系统建模的大迎角非线性数据处理技术。该项技术已成功地为逃逸飞行器模型提供了可靠的试验结果     

再入体动导数试验技术

外形短粗，飞行姿态复杂，其动导数量级很小的再入体模型，安装在新研制的尺寸小，厚度薄的整体结构之天平元件上，天平与尾支杆相连，由气活动塞推动拨杆，经过拨螺钉撞击模型上的楔块并驱使模型作自由振动，从而测量了大攻角俯仰，偏航及滚转动导数。     

旋转流场下的振荡动导数试验技术研究

为研究飞机在旋转流场下的非定常气动特性,中国空气动力研究与发展中心低速所在Φ5m 立式风洞开展了旋转流场下的振荡动导数试验技术研究。本文推导了在旋转流场下识别组合动导数的方法,介绍了试验设备,获得了在旋转的同时,由振荡产生的3个组合动导数,并对试验结果进行了分析与讨论。将单自由度动导数结果与Φ3．2m 风洞试验结果进行了对比,旋转/振荡耦合试验结果表明：旋转运动使得俯仰组合动导数变得不稳定,而对于横向组合动导数,大转速则会显著增大非线性。该试验技术能够为研究旋转流场下的非定常气动特性提供一个有效的试验平台。     

SDM 标模大攻角动导数试验

介绍了ＣＡＲＤＣ高速所１．２ｍ风洞大攻角的动导数试验装置与测量系统以及在１．２ｍ风洞中对标准动态模型（ＳＤＭ标模）所作的一系列风洞试验结果。试验结果与国外文献数据具有较好的一致性。试验结果随马赫数和攻角的变化表现出明显的非线性,而减缩频率的影响并不显著。天平与测试系统的重复性精度较高。     

自由振荡风洞实验获取的随振幅变化的动导数的应用问题研究

本文研究了自由振荡风洞实验获取的动导数如何在飞行器动态特性分析、轨道仿真和飞行控制设计等飞行力学课题中应用的问题。讨论了将随振幅变化的动导数变换为随迎角变化的动导数两种近似换算方法，提出了动导数换算的递推－辨识算法和多项式形式动导数的系数辨识算法。其中递推－辨识算法和多项式形式动导数的系数辨识算法都得到了令人满意的结果。     

大振幅实验对常规动导数实验包容性研究

某飞机模型在南京航空航天大学NH-2低速风洞中进行大振幅振动动态试验.模型绕通过重心的机体坐标轴分别作单独俯仰、偏航、滚转的大振幅振动,采用内式应变天平测量模型的非定常空气动力.通过非定常空气动力建模和动导数仿真方法,获得模型的纵横向稳定性导数和交叉导数.仿真结果与常规动导数试验结果比较,两者在量级和规律上一致.分析表明,模型大振幅振动实验结果包含了常规动导数实验的信息,模型的动导数可以从大振幅振动实验结果中获取.     

建筑风环境风洞试验中风速探头的研制与应用

研制简易风速探头并通过风洞试验研究探头的气动力特性,为探头的推广应用奠定基础。基于Irwin提出的风速探头原理,研制了用于建筑风环境风洞试验的简易风速探头,对风速探头压力测试结果的影响因素进行了试验分析,并对探头进行了标定,给出了不同高度风速探头的标定系数,同时对湍流场中不同风速下的测试精度和探头间干扰效应对测试精度的影响作了试验分析,最后对一典型小区进行了风环境测试分析。研究结果表明：所研制的简易风速探头对平均风速有较高的测试精度,能够用于建筑风环境风洞试验。     

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。     

格构式塔架三维动力风荷载的风洞试验研究

通过底座天平测力风洞试验,测量了三种典型的格构式塔架(输电塔、通讯塔和电视塔)的顺风向、横风向和扭转向动力风荷载。由于模型本身的质量不够轻、刚度不够大,一阶共振力的影响不可忽视,本文作者推导了消除模型一阶共振影响的实用公式,进而得到格构式塔架顺、横、扭三维广义荷载谱和均方根广义力系数。最后,本文分析了这三种格构式塔架的动力风荷载特征,得到了几点重要的结论。     

翼身组合体摇滚特性高速试验研究

简要介绍了翼身组合体高速风洞自由摇滚实验技术的实验装置、实验方法、数据采集等。开展了翼身组合体大迎角下的摇滚特性研究,给出了典型的结果,研究结果表明随着模型迎角的增加,翼身组合体呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、准极限环摇滚等。所研究的参数范围内后掠角对摇滚有较大影响,随着模型迎角的增加摇滚振幅呈现抛物线,马赫数的增加对最大摇滚振幅起抑制作用。     

小型推进系统进发匹配高速风洞特种试验技术研究

为检验弹类等小型飞行器推进系统的进气道与发动机工作匹配特性,在暂冲式高速风洞研制了适于小型推进系统进发匹配测试的特种试验技术.研究分析了小型推进系统进发匹配高速风洞试验模型和支撑系统气动和结构问题,给出了试验方案与试验流程,解决了环境污染、试验安全性、模型热防护等关键技术问题.试验表明利用现有暂冲式风洞,能够在地面试验阶段解决小型推进系统进发匹配问题,实现发动机高空试验台或推进风洞的进发匹配试验功能,能为小型推进系统在模拟外流条件下的进发匹配测试提供良好的试验环境,具有工程应用价值.     

MEMS传感器测量平板表面摩擦应力高速风洞试验

采用两种热敏MEMS传感器阵列和一种电容式MEMS传感器,在FL-21风洞中开展了平板模型表面摩擦应力分布测量试验研究。试验马赫数（地）为0．3-0．6,试验雷诺数（Re）为（0．63-1．23）×10^7m^-1,模型迎角为0°。试验结果表明：平板模型边界层流动能量主要集中在1000Hz以内;试验测得的表面摩擦应力分布随Ma变化规律与可压缩层流／湍流估算值吻合较好;试验所用平板模型边界层流动转捩起始点位于距平板前缘160mm附近,终止点在距平板前缘202．5-242．5mm之间。     

垭口地貌要素对风速分布规律影响的风洞试验研究

输电线路微地形气象灾害的调查研究显示,垭口地貌影响下的输电线路风偏闪络事故多发。鉴于垭口地貌不同位置处的风剖面分布规律尚不明确,借助风洞试验,研究了垭口地貌的山丘坡度、谷口宽度等地貌要素对山谷及山脊中轴线上风速分布规律的影响。风洞试验结果表明：与平地风速相比,山谷中轴线及山丘峰顶处风速的最大加速幅度分别达到了33％和53％,明显大于规范规定的10％,容易造成垭口区域内输电线路风偏闪络或倒塔;山谷中轴线风速修正系数随两侧山丘坡度增加而增加,随谷口宽度增加而减小,提出了符合这一规律的计算公式;山谷中轴线上,下风侧风速加速效应略强于上风侧;垭口两侧山丘山顶处风速未受垭口地貌影响,风洞试验测得风速修正系数与单体山丘拟合公式的计算结果基本一致;设计时可统一偏于保守地取用山丘顶部的风速修正系数对平地风速予以修正。     

高速风洞等离子体流动控制实验技术研究

针对开展等离子体高速流动控制研究的技术需求,通过专用模型及实验机构设计、绝缘密封走线、多层电磁屏蔽等技术手段,建立了一套适用于高速风洞的等离子体流动控制系统,提出了等离子体高速流动控制风洞实验的技术规范和运行策略,并初步探索了等离子体激励对二元翼型绕流的控制规律。采用该技术后,解决了高压电缆的绝缘、密封走线问题,模型与实验机构的感应电压减小90％以上。风洞实验结果表明：实验系统运行稳定,实验数据可靠,等离子体激励对犕犪＝0．2的流动可实现有效控制;施加等离子体激励后,NACA0012翼型的流动分离明显减弱,升力增大,阻力减小,临界失速迎角增大2＆#176;,最大升力系数增大4％,总体气动性能得到显著提升。