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为实现在高超声速风洞中开展颤振试验研究,设计了高超声速风洞颤振试验装置和模型保护机构。风洞试验表明该试验装置可用于开展高超声速风洞颤振试验研究,支撑方式可避免风洞及其他机构对模型的频率干扰;保护机构在高动压情况下可正常工作,达到模型保护效果。试验验证了高超声速风洞固定马赫数阶梯变动压和连续变动压两种风洞开车方式。为验证高超声速风洞颤振试验技术,对平板翼进行了高超风洞颤振试验,试验马赫数为5.0和6.0。试验采用随机子空间法(SSI)辨识结构模态参数,采用 Zimmerman-Weissenburger 方法预测颤振临界动压,其颤振预测动压比采用活塞理论计算值高12.7%。试验表明目前采用的高超声速风洞颤振试验技术可用于开展高超声速风洞颤振试验研究。 相似文献
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自由飞模型发射技术是自由飞试验技术的关键技术之一。针对常规高超声速风洞,中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所对模型发射装置进行了详细设计与分析,并采用典型外形模型在某高超声速风洞上开展了模型自由飞试验(试验马赫数6.0)。试验结果表明:装置发射效果良好,模型发射后姿态平稳;根据不同风洞具体情况进行适应性尺寸改造,发射装置能够广泛应用于常规高超声速风洞自由飞试验。在发射装置结构设计时,模型的发射压力与发射速度应作为重要参数加以考虑;模型夹持器需根据模型的不同外形进行适应性设计。 相似文献
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在同一次试验中通过安装多台天平测量多个部件气动力,可以更加详细地了解飞行器的气动特性,并可以降低试验成本、提高试验效率。多天平测力技术在亚跨超声速风洞中应用已经非常成熟。但是,在高超声速风洞中,由于模型尺寸小、来流温度高,多天平的布局比较困难,所以目前国内在高超声速风洞中进行的多天平测力试验相对较少。为满足型号研制的需要,在 CARDC 超高速所的Φ1m 高超声速风洞上开展了多天平测力试验技术研究。选取某飞行器的3个控制舵为研究对象。针对试验模型径向尺寸小,而轴向尺寸相对较大的特点,确定采用铰链力矩天平轴线与测量舵转轴互相垂直的“纵轴式”布局方式;采用合理的小型化六分量天平结构形式,升降舵天平测量元件的长、宽、高尺寸为20mm×20mm×25mm;为更加真实地模拟天平的工作状态,设计了专用的加载头,并采用单元加载和组合加载相结合的方法进行校准,校准结果表明,天平主要分量的静校准度均在0.7%以内;在采取温度补偿措施之后,零点漂移明显减小;采用了天平-舵偏角变换装置一体化设计,有效提高了定位和安装精度。在Φ1m 高超声速风洞上开展的 Ma=5条件下的风洞试验结果表明,采用的多天平测力试验技术是可行的,可以应用到高超声速风洞测力试验中。 相似文献
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为了适应高超声速飞行器发展的要求,常规高超声速风洞的建设规模向2m量级发展。但是,随着风洞尺寸的增加,风洞运行所耗费的能源剧增。如何在满足高超声速飞行器试验对风洞尺寸要求的条件下,节省风洞运行时的能量消耗,已成为常规高超声速风洞设计技术发展必须考虑的重要问题。针对这个问题,从常规高超声速风洞气动布局的角度进行了初步探索。首先总结了现有常规高超声速风洞的气动布局;在此基础上,对常规高超声速风洞的能量运行特点,以及不同布局中工作气体余热的处理情况进行了分析;然后结合常规高超声速风洞的运行特点,分析了风洞中可能采用的余热利用技术;最后,提出了一种基于余热利用的常规高超声速风洞布局方案,并对该方案中的关键问题进行了讨论。文中对于该方案的节能情况进行了分析,结果显示,该方案相对于已有的气动布局具有明显的节能效果。 相似文献
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针对高超声速风洞铰链力矩试验比低速和高速风洞铰链力矩试验模型尺寸更小、温度效应和缝隙窜流影响更大,试验难度更大的特点,“十一五”以来,在中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所的Ф1 m高超声速风洞上开展了高超声速铰链力矩试验技术研究工作。先后发展了基于纵轴式、横轴式以及其他布局方式的天平及其试验装置设计技术,探索了适用于高超声速风洞试验条件的减小天平温度效应的措施、舵偏角变换方式和天平校准方法,并开展了多轮验证试验。试验结果表明:发展的铰链力矩试验方法、试验装置、天平结构、舵偏角变换方式和天平校准方法等能够满足不同高超声速飞行器控制舵面气动力测量的需求;采取的天平两端加装隔热套和电桥桥路补偿等措施能够有效减小天平温度效应和缝隙窜流的影响。目前,本项试验技术已成功应用于Ф1 m高超声速风洞马赫数4~8(来流总温273~740 K)的舵面气动特性测量,铰链力矩重复性精度优于1.50%。 相似文献
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为了克服自适应壁风洞在模型支撑方面的困难和加大试验模型,提高试验雷诺数,西北工业大学在高速二元柔壁自适应壁风洞中开展了半模型试验技术的研究。采用基于平均流线概念的二元计算方法和以消除模型轴线洞壁干扰为目的的三元计算方法,两种方法均以沿上下柔壁中线所实测的洞壁压力分布为计算依据。试验采用有对比试验数据的AEDCWIM1T洞壁干扰测压模型,堵塞比为3.38%。在所作的试验状态下其试验结果与AEDC4T风洞的实验结果比较吻合,表明在高速二元柔壁自适应壁风洞中采用半模型试验是可行的。 相似文献
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亚跨声速风洞试验的洞壁干扰问题是影响风洞试验结果准确度的一个重要因素。南京航空学院 NH-1高速风洞首先使用了两种可变开闭比风洞壁来减小洞壁干扰,然后发展了一系列用壁压信息法对剩余洞壁干扰效应进行修正的方法。对国内外大量高速风洞实验数据进行了洞壁干扰修正,将降修正结果和 NASA 的非线性修正法结果、自修正风洞(近似无洞壁干扰)实验结果及无洞壁干扰的 N-S 方程计算结果进行了比较。结果表明,本文的修正方法结果正确,而计算量远远小于非线性修正方法的计算量。 相似文献
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简述西北工业大学自适应壁风洞研究课题组在“八五”期间开展跨声速柔壁自适应壁风洞试验技术研究的主要研究工作成果。简介该校的高速柔壁自适应壁风洞的设计及主要参数,以及在该风洞中开展的低超声速消除波反射的研究、近声速的自适应壁风洞试验技术研究和跨声速自适应壁试验段优化设计的研究。 相似文献
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用上、下二根 Calspan 式管可满意地测量亚声速风洞通气壁附近的流动状态,从而可以用来进行洞壁干扰修正或自适应壁风洞迭代计算。从理论上分析,根据 Calspan 式管上、下孔测得的压力分布值,可计算出流向与法向的扰动速度分量。文章对 Calspan 式管的构造作了详细的介绍,并对试验装置及所使用的仪器和传感器作了说明。由于所测得的量值很小,介绍了试验的方法和采集数据的处理方法。 相似文献