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在高速大迎角时的动态气动特性是衡量新一代高机动飞行器气动性能的重要参数之一。笔者介绍了在CARDC的FL 21与FL 24高速风洞配套的大振幅俯仰动态失速实验系统。该系统包括:FL 21与FL 24高速风洞大振幅俯仰运动机构;俯仰运动控制系统;数据采集与处理软件系统。该系统可以在高速风洞中真实模拟飞行器大振幅俯仰运动,并测量其相应的非定常气动力的变化,也可以为飞行器的飞行力学动态性能分析或飞行模拟器提供非定常气动力数据。试验研究初步揭示了航天飞机OV102模型高速大迎角俯仰运动的动态气动特性。 相似文献
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相变热图试验技术是通过在飞行器表面喷涂具有一定相变温度的相变涂料来进行大面积热测绘的风洞试验技术。在FL—31高超声速风洞中,采用半球-圆柱体绝热模型进行试验的结果表明,相变热图试验技术的假设成立、测值可靠,特别是与之相配套的相变热图图谱分析软件系统的开发,使测热试验更加可视化和自动化。 相似文献
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FL 7风洞是以三台航空发动机为动力的跨音速风洞 ,通过调节发动机转速、柔壁及旁路活门开度来实现对M数的控制。影响M数的因素较多 ,很难建立精确的数学模型 ,为了提高M数控制速度和精度 ,在新改造的FL 7风洞测控系统中 ,采用了模糊控制、自学习等控制策略 ,取得了良好的效果。笔者对控制方法和控制规则作了介绍。 相似文献
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旋翼翼型的设计优化及性能确定亟须建立并发展翼型动态风洞试验技术。通过动力学仿真与结构优化设计,基于FL–11低速风洞研制出旋翼翼型两自由度动态试验装置,可实现俯仰/沉浮单自由或两自由度耦合运动,最高振荡频率达到5 Hz;基于FL–20连续式跨声速风洞研制出旋翼翼型高频高速动态试验装置,最高振荡频率达到17 Hz,试验最高雷诺数为5×106,模拟参数包线满足真实直升机参数要求;基于FL–14低速风洞研制出大尺度旋翼翼型动态试验装置,翼型模型弦长为800 mm,试验最高雷诺数达到4×106。完善了旋翼翼型动态试验精准测试相关技术,并开展了验证性试验,试验数据规律合理、量值可靠,表明试验系统及相关测试技术具有较高的可靠性,可为旋翼翼型动态气动特性试验评估提供重要的设备平台和技术支撑。 相似文献
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为了测试弹射座椅稳定伞在高速气流中的动态特性,在1.2m×1.2m跨、超声速风洞(FL 24)进行了稳定伞高速风洞动态测力试验。笔者叙述了试验方法,并给出了典型试验结果,包括稳定伞在试验M=0.65±0.04时的气动特性、进入自转状态的时间t自转以及在试验M=1.14时的强度测试结果等。试验结果表明,稳定伞的材料、设计及工艺是可行的,试验方法是成功的。 相似文献
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目前常规条件下各种金属材料的S—N曲线已基本完备,但是考虑腐蚀环境影响的S—N曲线还很少见。本文研究了在加速腐蚀当量环境谱作用后,LY12-CZ铝舍金材料的S—N曲线随日历年限的变化规律。首先,将试件暴露于加速腐蚀环境中,进行0年、3年、8年和13年的腐蚀试验。其次进行常幅谱下的疲劳试验。试验结果表明:腐蚀环境作用后的疲劳寿命均值随日历年限的增加显著降低,而变异系数呈增长的趋势。鉴于腐蚀环境作用后的S—N曲线具有较强的非线性,本文采用反向传播网络对加速腐蚀后的疲劳试验结果进行训练,建立了日历腐蚀环境下材料S—N曲线的BP模型,仿真结果与试验结果吻合较好。 相似文献
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FL24风洞在国内首次进行了带控制律的CTS试验,这是改进捕获轨迹试验方式的一次探索。文中对国内外研究现状、试验技术原理、实现过程进行了阐述。试验结果表明在加控制律的CTS试验中导弹的滚转角和偏航角输出趋稳,呈有控状态。 相似文献
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在2m×2m超声速风洞开展了某复杂构型导弹部件测力实验研究,实验的迎角范围为-6°~10°,侧滑角范围为-6°~6°,测力部件包括保护罩、左侧翼、大整流罩和小整流罩等部件。使用五分量天平对保护罩在风洞实验中所受到的载荷进行了测量,并利用分断面缝隙处的压力测量结果对保护罩测力实验结果进行了修正,获得了保护罩在实验条件下的真实部件气动特性数据;使用3台三分量天平,直接获得了左侧翼、大整流罩和小整流罩在实验条件下的部件气动特性数据。研究结果表明:实验结果可以作为结构设计的依据;保护罩测力实验结果修正方法合理可行,能够为今后类似部件测力实验结果的修正提供借鉴。 相似文献
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论述了在FL-12风洞研制的垂直和水平两种突风发生器,两者都是通过电机驱动凸轮、凸轮带动连杆使叶片摆动,改变电机的转速和凸轮的偏心距来产生叶片不同的频率和振幅,同时还介绍了两种突风发生器的优缺点、安装方法以及减振隔振措施.通过突风流场的测量,得出:突风区域内左右和上下位置突风流场变化较小,前后位置突风流场变化规律为离叶片越近,正弦规律越明显,突风流场越纯正;离叶片越远,正弦风速受干扰越大,突风流场越不纯正;正弦突风流场的风速幅值与来流风速、叶片个数、叶片摆动频率和测点距叶片的风洞轴向距离有关,并且都是正相关的关系.最后简要介绍了突风响应及减缓两期试验,试验结果表明:突风发生器能产生均匀的垂直和水平突风流场,突风频率和强度均可满足弹性模型突风试验要求,FL-12风洞具备了突风响应试验研究技术. 相似文献
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本文描述了在 FL-1风洞中,对 NACA0012翼型进行的非定常跨音速压力测量实验。实验目的是研究在跨音速风洞中二元机翼非定常压力测量的实验技术问题,包括实验装置的设计、数据采集和处理等。并初步研究了 M 数、攻角、振幅和频率等参数对非定常压力分布的影响。 相似文献
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