大尺寸结构部件电弧风洞烧蚀试验技术

在现有试验设备能力的基础上,结合超声速导管和冷气包罩试验技术,利用水冷挡板和气冷石英玻璃窗口组合形成包围气流通道,解决喷管出口气流继续膨胀导致流场参数衰减严重的问题,对大尺度翼结构部件进行了流场标定,显示翼面热流衰减量由51.5%~73.6%减少为34.0%~40%,翼前缘最大热流衰减量由68.0%减少为43.7%,模型表面热流分布均匀性有明显提高;同时,相对于壁面完全封闭的导管/包罩试验,透过气冷石英玻璃窗口还可以观察大尺寸结构部件实时烧蚀过程并且测量部件表面温度。研究表明该试验技术能够有效用于大尺寸部件防隔热及热结构性能考核研究。     

电弧风洞上的翼前缘烧蚀试验

介绍在CAAA的FD04电孤风洞上进行的翼前缘防热材料烧蚀试验结果.试验模型由高温陶瓷制成,后掠角53°,高75 mm,长55 mm,前缘半径2 mm,对称截面半锥角为5°.试验设备包括20 MW电弧加热器、混合室、矩形超声速喷管、试验段、轨道模拟系统及真空系统等.使用的矩形超声速喷管的马赫数为3.6,以3个台阶的轨道模拟翼前缘热环境,试验时间为77.0 s.试验结果表明高温陶瓷具有优良的抗烧蚀性能,两件试验模型在试验过程中均未出现破损现象,试验还得到了翼前缘模型试验过程中的内部温度响应.     

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。     

结冰风洞小流量发动机进气部件防冰试验技术

为满足国产航空发动机小流量进气防冰试验的需求,基于结冰风洞的发动机进气模拟系统,分析了典型小流量发动机进气部件的进气特征,开展了小流量发动机进气模拟方法研究。提出采用水环真空泵解决了大流阻进气导致吸气管道压力大幅度降低问题,在此基础上,优化了发动机进气模拟系统,建立了在结冰风洞开展小流量发动机进气部件防冰试验的流程,并应用于某型号小流量发动机进气部件防冰试验。结果表明：发动机进气模拟系统满足小流量发动机进气部件防冰试验要求,进气流量控制精度达到±0.05 kg/s（±0.33%FS）,试验过程中的流量变化可用于辨别防冰效果。相关研究为发动机进气模拟系统设计、优化和小流量发动机进气部件的防冰特性考核提供了参考依据。     

电弧风洞热/透波联合试验技术研究及应用

介绍了在电弧风洞上发展的一种新型试验技术。针对某型飞行器,了解其在飞行条件下天线窗烧蚀透波特性对于了解及掌握"黑障"问题及通信信号特点至关重要。在电弧风洞内开展热/透波联合试验考核是地面试验考核的最佳选择,但存在若干技术难点。为此在电弧风洞开展热/透波联合试验技术研究,使用半椭圆喷管,改进进气方式,提升能量利用率;改进电弧加热器结构解决了铜离子对测试的干扰;设计定向天线,在关键部位布设吸波材料解决了试验段内微波反射问题;将收发天线均置于试验段内部,保证天线同频振动,解决了风洞启动时天线抖动导致的信号波动;设计水冷箱体解决了天线窗口长时间气动加热下天线的热防护问题。经试验验证,研究内容是有效的、成熟的、可行的。目前该技术已成功用于指导在电弧风洞上开展的数项试验。     

航空发动机关键转动部件加工技术

先进的制造技术是航空发动机技术发展的基础,高性能航空发动机的发展对制造装备和工艺技术的要求越来越高,航空发动机性能水平的提高,不仅仅是依靠提升设计水平,而是依赖于设计、材料和加工工艺技术水平的共同提高和进步,特别是对于盘鼓、轴颈等关键转动部件,其加工精度和表面质量对发动机性能和可靠性至关重要。     

Φ1m电弧风洞大尺度防隔热组件烧蚀热结构试验

针对大面积区域高焓、低热流、长时间气动加热环境,对1 m电弧风洞地面模拟试验系统进行了建设与完善,并引入了石英灯辐射辅助加热技术,对400 mm ×400 mm大尺度模型进行了试验,结果表明这种联合加热方式能够有效用于大尺度模型防、隔热及烧蚀热结构性能考核试验研究.     

电弧风洞真空氩气起弧技术研究

为解决传统金属丝熔融法起动电弧风洞准备时间长、可靠性差、熔渣影响设备安全和参数测试等问题,研究分析了电弧风洞采用真空氩气起弧技术起动的可行性。通过试验对比分析了起弧间距、进气方式以及控制时序等参数对电弧风洞起动特性的影响,利用一级触发、逐级拉弧的方式实现数米长电弧加热器的安全起动。结果表明,真空氩气起弧技术可以稳定、可靠、快速起动电弧风洞;起弧间距为25mm时,起动时间短,平均电流低,设备烧损小,起动最可靠;采用阴极尾部通氩气的进气方式,起动稳定、操作方便、维护简单;该起弧技术具有最佳的控制时序,确保了起动稳定可靠。     

某飞机部件高速风洞测力天平研制

为满足某飞机部件高速测力试验的需要,研制6台部件测力天平来测量飞机不同部件（机翼、平尾、垂尾、短舱、短舱＋挂架、翼尖小翼）所受的气动载荷,天平设计载荷极不匹配,且模型空间有严格的限制。设计时,主机测力天平采用后腹支撑,安装在机身构造线的下方,为部件天平的安装提供了可能,同时针对不同的天平采用了不同的结构形式：机翼天平采用正八边形结构,垂尾天平采用三片梁结构,平尾天平、短舱、短舱＋挂架采用矩形梁结构,翼尖小翼天平采用“z”字形结构,既满足了天平的测量需要,又确保了天平在模型中的安装位置和试验的足够间隙。部件天平的成功研制,及时为型号研制提供了可靠的试验数据。     

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。     

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。     

PT6A发动机转动部件的寿命控制

PT6A发动机转动部件的寿命控制与其他发动机转动部件的寿命控制不一样，它考虑了发动机的运转时间和飞机的飞行区域的环境情况等各种因素，从而对发动机转动部件的寿命控制更加合理、更加科学。     

直升机动部件寿命评定技术

结合直升机动部件承受高周疲劳载荷的特点,介绍了在直升机动部件寿命评定中一种安全寿命和损伤容限相结合的先进评定技术。     

断口定量分析在直升机关键动部件疲劳试验分析中的应用

运用断口疲劳条带反推寿命的理论基础,采用断口定量分析方法,在断口上测量裂纹长度和裂纹扩展速率,建立二者之间的关系图.利用梯形法计算出裂纹的扩展寿命和萌生寿命,推断出A断口先于B断口萌生,证明了断口分析结论的正确性.此结论表明,断口定量分析方法可应用于疲劳试验首断件的判定.     

基于TDLAS的电弧风洞流场Cu组分监测

电弧风洞是进行防热材料和防热结构考核与研究的必要设备,也是高超声速地面试验能力的重要组成部分,但电弧加热器的电极烧蚀会导致较为严重的流场污染,影响试验准确性。利用可调谐二极管激光吸收光谱技术（TDLAS）,通过对20 MW级片式电弧加热器内部流场中Cu原子809.25 nm跃迁谱线进行实时测量,研究了电弧风洞流场中Cu污染情况和电极烧蚀情况。在获得Cu原子该谱线低能态数密度基础上,估算了运行功率分别在7.3、8.7、10.0和11.7 MW时流场中Cu组分（原子态和离子态）总数密度平均为10.6×10¹³、11.2×10¹³、11.7×10¹³和16.4×10¹³ cm^-3,同时得到平均电极烧蚀率约为1.65×10^-5 g/C。试验还发现,TDLAS信号在高温流场建立阶段起伏变化明显,并且在功率跃变时也会出现突然增强而后迅速回落的现象,表明电弧抖动会使电极烧蚀严重加剧。