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。     

基于现代试验设计的风洞天平校准方法

风洞天平的校准精度直接决定了风洞试验的气动载荷测量精度,为了提升天平校准的质量和效率,以BCS-100天平校准系统为研究对象,基于现代试验设计方法（modern design of experiments,MDOE）开展了风洞天平校准研究。针对单因子变量法（one factor at a time,OFAT）天平校准中存在系统误差与响应量耦合的问题,采用MDOE的随机、重复和分块策略控制校准的系统误差,并选定响应面理论的中心复合设计方法生成校准矩阵。校准矩阵共计86个样本点,包括64个分级因子点、12个轴向因子点和10个中心因子点,其中所有样本点的加载顺序做随机化处理,并作为一个样本块在短时间内集中完成加载,中心因子点则用于满足重复原则。最后开展了OFAT和MDOE的对比校准,拟合载荷的残差正态概率分布显示MDOE校准中横侧向分量的样本点独立性更强,样本点残差最高可降低84%;检验载荷显示MDOE和OFAT两种方法中天平所有分量的综合加载重复性持平,MDOE校准中横侧向分量的综合加载误差最高可降低54%。研究表明MDOE能够有效降低校准的系统误差,提升横侧向小量的预测能力。     

MDOE风洞试验方法研究

在介绍OFAT风洞试验方法和MDOE风洞试验方法概念的基础上,探讨研究了两种试验方法理念的本质区别;简述了MDOE风洞试验方法具体实施的三个过程;归纳分析了MDOE风洞试验方法的应用实例、效能评估和发展前景;意在为国内风洞试验领域科研人员拓展思路、创新方法提供参考。     

风洞 MDOE 的形式实验设计方法研究

MDOE 风洞实验方法能够用相对于传统实验方法更少的吹风次数,获得更高精准度的数据。为了解决现有基于参数模型的 MDOE 方法获取较强非线性气动规律能力的不足,需要发展基于非参数模型的 MDOE 方法。本文对基于非参数模型的 MDOE 的形式实验设计方法进行研究。通过“虚拟”风洞实验的方法,对两种常用的“空间填充设计”———拉丁超立方设计和均匀设计应用于风洞实验的适用性进行对比,并在此基础上发展了几种对均匀设计的优化改进方法,可以进一步提高样本点设计质量,使其满足风洞实验的要求。研究表明：均匀设计较拉丁超立方设计更为稳健、均匀,更适合基于非参数模型的风洞 MDOE 方法;在均匀设计方法基础上,根据风洞实验的特点发展了优化方法,包括边界点补充、样本点密度调整和重复点设计,能够将已有的“先验信息”应用于实验设计中;所发展的形式实验设计方法所需的测量点要少于 OFAT 方法的测量点（如示例中所用的测量点数仅为 OFAT方法的66．7％）,且能够充分和准确地对较剧烈的非线性变化规律进行采样。本文对风洞 MDOE 的形式实验设计方法的研究结果,为后续发展基于非参数模型的风洞 MDOE 方法奠定了基础。     

基于Kriging模型的风洞应变天平静态校准方法

本文提出了一种基于Kriging代理模型的风洞应变天平静态校准方法。采用拉丁超立方设计的试验设计（DOE）方法选取校准加载点,以六分量组合加载技术为支撑,采用一阶回归基函数和EXP关联函数对校准数据构建Kriging模型,以电压信号增量和其他条件变量为自变量,通过Kriging模型对天平所受载荷进行预测。校准结果表明,与传统的OFAT（One Factor at A Time）校准方法相比,该方法具有相同的准度,加载点数量极大减少。将该方法应用于某矢量喷管推力测量天平的校准工作中,以通气流量和天平电压信号增量作为自变量,较好预测了喷管产生的推力,解决了传统校准方法难以克服的通气影响问题。     

跨声速风洞现代试验设计方法应用研究

针对单变量风洞试验方法存在试验结果表达不直观、试验效率低、忽略变量间交互作用等缺点,在2.4m×2.4m跨声速风洞开展了现代试验设计方法应用研究。分析了试验区间划分、数据量确定、数据点分布等试验设计重要环节,开展风洞试验获取了各试验点的气动系数,建立了试验数据的响应面模型,并通过查看额外试验点是否落入模型95%置信区间的方式评价了所建立模型的拟合精度。结果表明,本文提出的MDOE风洞试验方法仅需传统方法20%的数据量,吹风时间仅占传统方法的50%,同时在试验结果表达、更多响应值的提供、交互作用体现等方面更有优势。     

民用飞机攻角传感器安装定位研究

对民用飞机风标式攻角传感器安装定位进行了研究。根据相关条例中攻角传感器安装使用的要求,提出了侧滑敏感性分析方法和攻角校线分析方法。利用数值模拟方法对传统机头和"流线型机头+翼身组合体"构型进行气动计算,通过侧滑敏感性分析方法和攻角校线分析方法,对攻角传感器的安装位置规律进行分析,最终在两种机头外形上得到相同的攻角传感器安装定位规律——轴向48%~100%机头最大宽度线上为攻角传感器的最佳安装位置。将得到的规律应用至构型一的攻角传感器安装定位中,并通过风洞试验对安装位置处的侧滑敏感性以及攻角校线进行验证,结果表明侧滑敏感性和攻角校线试验结果与CFD计算结果完全一致,证明了本文提出的攻角传感器安装定位分析方法合理、可行,总结的规律正确,对机头外形类似飞机的攻角传感器安装定位具有一定的参考价值。     

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。     

现代试验设计方法在高速风洞试验中的应用

为了验证现代试验设计(MDOE)方法在高速风洞试验中应用的可行性,进一步提高风洞试验效率,采用区组化的回归组合设计进行了某运输类飞机亚声速基本纵向常规测力风洞试验,通过少量关键控制点数据建立了气动力参数随马赫数和迎角变化的二阶响应面模型,并进行了方差分析及显著性检验。同时,通过额外增加的试验点检验响应面模型的精准度。试验及分析结果表明:通过回归组合设计少量试验点建立的纵向气动力系数响应面模型预测误差满足高速风洞飞机模型测力试验精度指标要求,方差分析(ANOVA)及显著性检验结果正确反映了迎角、马赫数对飞行器基本气动特性的影响规律,突显出MDOE方法应用于风洞试验方案设计及数据分析的显著优势。     

亚跨风洞中舵面亚临界颤振试验

设计了舵面颤振试验装置,在亚跨超风洞中对展弦比2．0的NACA0012矩形舵面开展了颤振试验研究。试验马赫数范围为0．3～0．75。试验采用直接观测法获得舵面在不同质量特性条件下的亚声速和接近跨声速的颤振特性。同时还采用亚临界数据分析方法对试验的扭转应变信号进行了离线分析,即通过采用ARMA方法识别扭转应变信号的阻尼和频率,并通过阻尼外插得到颤振临界动压值。研究结果表明：该试验装置可以用于在现有亚跨超风洞中开展舵面颤振问题研究。当采集的亚临界信号为典型指数衰减信号时,以ARMA方法为基础的亚临界颤振试验技术可以稳定地识别出信号阻尼和频率,并较为准确地获得舵面的颤振临界动压、颤振频率等颤振参数。     

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。     

民机低速风洞试验通气发房设计

通气发房是民机风洞试验中模拟发动机效应的一种有效手段。通过调整通气发房出口面积,可以对通过发房的流量进行控制,实现所需模拟的流量系数,保证进气流场的几何相似性。失速特性是民机的一个重要的性能指标,大量的低速风洞试验工作都着眼于着落构型下失速特性的研究;而在失速特性的适航审定试飞时的发动机将处于慢车功率状态,因此以模拟慢车流量系数作为低速风洞试验通气发房的设计目标,有助于在风洞试验中对失速特性进行预测。慢车功率时,由于发动机风扇压比很小,如保留外涵喷口形状,通气发房还能近似模拟风扇的喷流效应。发动机在慢车功率下的流量系数在0.5附近,为实现这一流量系数,在设计通气发房时,需调整内涵出口面积,使发房的总出口面积接近唇口面积的一半。CFD计算证明这种设计方法得到的通气发房基本能够实现预期的流量系数。     

动力模拟风洞试验中标准推阻分解方法的适用性分析

从标准推阻分解方法（Standard Bookkeeping Method ,简称SBM）的原理出发,分析了该方法在不同发动机模拟状态下的适用性。当发动机风扇压比高、喷管流动达到超音速（壅塞）状态时,动力模拟试验采用SBM方法计算质量流量和推力,其结果是正确的;当发动机风扇压比低、喷管流动为亚声速流动状态时,此时质量流量和动力模拟器的推力计算与外涵出口平面处的静压相关,SBM方法中喷口处静压Pe与前方来流静压P0相等的假设,导致计算中引入误差从而影响动力干扰分析。文中给出了不同静压差引起的质量流量和推力误差量,表明在动力模拟风洞试验中应测量外涵出口平面处的静压以获得可靠的动力干扰量。     

二元柔壁自修正风洞研究

本文简要叙述西北工业大学开展二元柔壁自修正风洞研究的情况以及所取得的结果。着重介绍了西北工业大学二元柔壁自修正风洞的参政选取以及自修正风洞试验技术的研究工作,如迭代试验方法的确定,一步法的研究等。同时提出了对今后开展自修正风洞研究的建议。     

二维柔壁自适应壁风洞中三维模型近音速试验技术

根据跨音速面积律将翼-身组合体模型转变为等效旋成体模型 ;并将风洞的矩形截面转变为等面积圆截面 ;由此通过轴对称跨音速小扰动速势方程求解圆截面风洞洞壁调节量 ;进而得到矩形截面上、下洞壁调节量。以堵塞比为 2 .64%的模型在西北工业大学高速二维柔壁自适应壁风洞中进行了翼面测压试验,并以同一模型在德国宇航院 HKG风洞中 (堵塞比为0 .35 % )做了对比试验。在近音速情况下 ( Ma∞=0 .94,0 .994和 1 .0 0 8),α=0°,2°时两者结果符合良好     

连续式跨声速风洞设计关键技术

为研制先进飞行器,除了提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术外,必须建立高性能连续式跨声速风洞试验设备,解决飞行器高速风洞试验模拟能力和精细化模拟问题。以试验段尺寸0．6m×0．6m连续式跨声速风洞设计为例,给出了风洞总体设计方案,分析了如何降低风洞气流脉动、如何改善风洞流场品质、提高风洞运转效率和拓展风洞试验能力等关键技术途径。该风洞作为大型连续式跨声速风洞的引导风洞,方案设计主要采用了高压比压缩机驱动系统、半柔壁喷管、低噪声试验段、高性能换热器和三段调节片加可调中心体式二喉道等新型技术。     

NASA风洞试验设备运行与管理研究

风洞试验设备是一个国家航空航天事业发展的基础设施,对国家的航空航天事业、武器装备研制以及国民经济的发展发挥着非常重要的作用。美国国家航空航天管理局（NASA）拥有世界上规模最大的风洞群,在风洞设备的建造、运行和管理方面积累了丰富的经验。作者根据美国对风洞试验设备的战略需求、试验能力需求等多种需求状况,对NASA风洞试验设备的现状进行了综合研究,重点对NASA风洞试验设备的综合状况、技术竞争力以及在资金日益削减情况下对风洞试验设备的管理进行了分析。在此基础上,对NASA在风洞试验设备的需求、规划、建造、技术竞争力、运行与管理等方面进行了经验总结,为我国风洞试验设备的规划、建造、运行与管理提供参考和借鉴。     

国外等离子体流动控制风洞试验技术研究

等离子体是一种由大量电子、离子和中性粒子组成且总体上呈中性的物质聚集体,它不同于物质的气态、液态和固态,而被称为物质的第四态。等离子体在航空航天器隐身、降噪、推进及空气动力学等方面的应用一直是国外发达国家的重点研究领域之一。归纳总结了国外研究的主要等离子体风洞形式和等离子体发生器形式;探讨了低、跨、超声速风洞模型上等离子体的作用机理和产生的现象,介绍了在等离子体流动控制方面开展的风洞实验技术研究。     

不同截面机身的RCS及气动特性研究

对三个“板块”多边形截面机身及圆截面机身模型进行了RCS隐身特性和低速气动特性的测试与研究,发现多边形截面机身不但具有良好的隐身性能,特别是机身侧面,无论是水平极化或是垂直极化,其RCS值均比相同截面面积的圆截面机身降低一个数量级,而且其气动特性不比圆截面机身差,其升力特性与最大升阻比均比圆截面机身好。最后还给出了考虑多边形侧边缘夹角的横向绕流粘性效应的经验修正公式,可供多边形截面机身的气动特性估算参考。     

大型亚声速风洞试验段设计的新概念

用一个亚声速引导性风洞的研究数据揭示了常规开口试验段设计中存在的问题及一些解决方法;介绍了国外亚声速风洞开口试验段设计的新概念,使风洞试验段允许的模型堵塞度从10%提高到20%,大幅度降低风洞的建造和运营成本,为国内未来大型亚声速风洞建设的创新设计提供参考.