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针对目前风洞试验技术的发展对风洞天平测量精度的更高需求,研制一台六分量杆式高精度轴向力测量天平,应用新型轴向力测量元件结构形式,并采用有限元方法对其进行了优化和改进。轴向力结构设计采用将测量元件置于天平轴线上的"设计中心位置"的方式,并通过在测量梁上设置铰链以及轴向力测量梁的非对称设计,最终使各气动载荷分量对轴向力的干扰应变输出近乎为零,彻底解决了杆式应变天平轴向力的测量干扰问题。同时,该设计还改善了天平各分量载荷作用在轴向力测量梁上交错复杂的应力分布状态,提高了天平的长期稳定性。天平校准和标模试验结果表明,该天平轴向分量具有较高的测量精、准度,可满足现代风洞试验的高精度轴向力测量需求。 相似文献
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高超声速飞行器前缘在大气层中长时间飞行时受热严酷,热应力影响大,分析前缘结构热应力十分必要。在电弧风洞模拟的高热环境下采用高温应变计对高超声速飞行器前缘结构进行了高温应变测量,介绍了试验设备、试验条件、试验模型和热输出标定等,并介绍分析了碳基复合材料和某耐热合金2种材料前缘模型试验结果,同时对比了有限元计算结果,表明测量结果真实。试验应变测量最高温度600℃,试验结果表明,前缘模型侧面平板的应力状态处于合理水平。应力应变数据对于结构优化设计起到了重要作用。 相似文献
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《强度与环境》2019,(5)
本文根据梁结构四点弯模型挠度与应变的关系特点,采用自主研制的光纤高温应变复合传感器,在改性C/C材料结构表面用高温无机胶粘贴布设传感器,放入高温挠度试验机进行常温至800℃条件下的四点弯加载试验,获得不同挠度下光纤复合传感器所测的应变数据,并与按四点弯模型计算的参考应变作对比,相对误差1-范数平均值在10%以内。通过有限元进行四点弯模型仿真计算,获得不同挠度下试验件上的应变仿真数据和光纤复合传感器测量的应变仿真数据,二者相对误差为7.56%。高温挠度试验和有限元仿真结果均证明,在测量梁的弯曲应变时,光纤高温应变复合传感器测量结果大于挠度对应的梁的实际应变值,相对误差在10%以内。 相似文献
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简单分析了静力试验应变测量中两线制和三线制两种测量方式。根据航天系统静力试验的特点,探讨将三线制设备改装为两线制设备的必要性和可行性。综合分析了新设备中各个影响因子对桥路输出电压和应变精度的影响,针对各个因素引起的误差,从理论上分析误差产生的原因并进行验证,得到了应变的理论计算公式。运用该公式对新设备进行标定,根据标定结果拟合出修正系数。根据由修正系数与理论计算公式组成的新算法对新系统重新进行标定,标定结果符合设备要求的精度。将新系统应用于实际的静力试验,获得了很好的效果,证明了新算法的正确性。 相似文献
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微量滚转力矩测力试验是一项非常重要的风洞试验。相对于常规测力试验,微量滚转力矩测力试验的滚转力矩载荷小,量值在0.5N·m以下,同时滚转力矩载荷与其它的气动载荷量值相差较大,采用应变天平测量微量滚转力矩,很难实现六分量天平结构设计。针对这一问题我们开展了六分量微量滚转力矩天平的研究工作,通过优化天平结构,在现有技术手段的基础上提出了复合式六分量天平结构设计解决方案,不仅实现了六分量微量滚转力矩天平结构设计,而且其滚转力矩系数mx0的测量误差Δmx0<1.1×10-6。本文主要介绍了复合式六分量微量滚转力矩天平研究的关键技术及主要技术措施,并给出了天平分析计算、静态校准和试验测量结果。 相似文献
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本文简单介绍了南航2m直径旋翼模型试验装置测量系统的5个测量分系统,及其设备配置、使用功能和测量精度。该装置的两个关键测量分系统是天平测量系统及旋翼桨叶应变测量系统。本文重点介绍了为提高这两个分系统的测量精度及减小测量误差,在天平设计、桨叶应变片粘贴、集流环性能、信号传输等方面所采取的方法及措施。 相似文献
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随机振动环境下电路板的疲劳寿命与可靠性研究 总被引:2,自引:0,他引:2
当前航空产品要求高可靠性、高环境适应性,以适应日趋严酷的产品使用环境。由于随机振动激励环境的复杂性,难以有效分析产品在振动环境下的疲劳寿命和可靠性。基于Miner准则和干涉模型,提出了典型电路板在随机激励下疲劳寿命和疲劳寿命可靠性的分析方法和步骤。并通过ANSYS分析与试验结果相结合,验证了方法和步骤的有效性。为电路板在振动环境下的环境适应性设计与分析提供了一个强有力的分析手段。 相似文献
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视频测量(Videogrammetry)技术因其对试验模型设计无特殊要求,受到国内外风洞试验机构的青睐。本文在介绍视频测量的理论基础之上,面向高速风洞试验的振动噪声环境,分析了飞行器精细化风洞试验对视频测量技术的需求,综述了大角度大重叠数字图像的外方位元素解算、标记点及其图像处理、相机标定和气动光学波前畸变场测量等技术进展。在2m 量级的高速风洞中,通过多个工程实例表明:视频测量的精度高,同期试验迎角视频实测数据的标准差≤0.0075°;同期动态变形实测数据的标准不确定度为5.232±0.082mm;为气动光学效应的研究与测量提供了新途径,其光路简单、无需使用价格昂贵的相干光源。 相似文献
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在中国空气动力研究与发展中心超高速所弹道靶上利用电子密度测量系统进行了高超声速钢球模型、铜球模型尾迹电子密度测量.电子密度测量系统由8mm微波干涉仪系统、开式微波谐振腔测量系统和闭式微波谐振腔测量系统组成.钢球模型直径φ10mm,速度分别为5. 8、5. 5、5. 6和5. 5km/s,对应的飞行环境压力分别为2. 79、5. 32、5. 85和10. 91kPa.铜球模型直径φ10mm,速度分别为5. 6、5. 6、5. 7和5. 5km/s,对应的飞行环境压力分别为1. 33、4. 79、5. 89和10. 91kPa.结果表明:(1)在压力5. 3~1lkPa范围内、速度约5. 5km/s试验条件下,压力越高,钢球模型的尾迹电子密度相应增大,电子密度的衰减速度较快;(2)在压力1. 3~6kPa范围内、速度约5. 6km/s试验条件下,压力越高,铜球模型的尾迹电子密度相应增大,电子密度的衰减速度较慢;(3)在压力约10. 7kPa、速度5. 5km/s试验条件下,铜球模型的尾迹电子密度衰减速度比钢球模型慢得多. 相似文献
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针对非对称飞行器在稠密大气层内级间分离时喷流干扰下的气动特性问题,采用捕获轨迹试验的网格测力技术和喷流试验技术相结合的试验方法,进行了风洞试验研究,研究了在不同来流马赫数、不同迎角、级间分离时一级与二级不同相对位置以及有无喷流状态下的气动干扰特性.详细论述了模型在风洞中的支撑方式、试验方案、喷流模拟参数的选择等,给出了典型试验结果,并进行了详细分析.结果表明:无喷流时,级间分离过程中的干扰流场使二级飞行器法向力减小,产生抬头俯仰力矩;喷流干扰则使法向力进一步减小,使抬头俯仰力矩进一步增大.试验结果已成功应用于某飞行器飞行试验中,试验数据精度满足工程要求,并被飞行试验验证. 相似文献
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地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段。针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要,分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况。分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等,进而分析了气动热环境风洞试验模拟理论,介绍了适用于气动热研究的风洞试验设备及其模拟能力,重点讨论了适用于不同类型风洞的热流测量技术发展近况、存在的问题和发展趋势;在以长时间、高热流、高壁温为主要特征的高超声速飞行试验中,无法应用风洞环境下的热流测量技术,因而介绍了目前飞行试验中采用的气动热测量技术,讨论了根据结构温度反辨识表面热流存在的问题,以及热流传感器表面的"冷点效应"、表面催化特性等因素对飞行试验气动热测量的影响,提出了后续工作中应重点研究和解决的临近空间飞行器气动热环境测量技术问题。 相似文献
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智能结构中埋入式光纤传感器的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对复合材料结构试件内部参量的测量提出了一种新型埋入式光纤传感器的研究方案。这种方案是采用双光敏管结构来检测干涉条纹的,运用适当的处理电路来计数条纹的移动量,并判断条纹的移动方向,从而测出复合材料构件内部物理参量的变化。对这种干涉型埋入式光纤传感器用于复合材料试件内部应变测量进行了理论推导,导出了条纹的移动量与应变的关系,并把这种传感器埋入环氧树脂复合材料梁中,对其应变进行了测量,给出了实验装置和 相似文献