8m×6m风洞特大迎角试验设备研制

8m×6m风洞特大迎角试验设备是该风洞最新配套的多用途支撑系统,其主要用途包括3个方面：（1）支撑战斗机模型完成特大迎角状态测力、测压试验任务,迎角连续变化范围0°～120°,侧滑角变化范围达±300;（2）支撑大尺度模型（最大翼展达6m）完成常规测力、测压、地效试验任务,此时迎角连续变化范围-10°～30°,在特定条件下,迎角可扩展到70°以上;（3）支撑特殊模型进行特种试验,包括细长体模型、车辆模型、螺旋桨模型、动力模拟试验模型等。该设备主要特点有：模型支撑方式多样,可满足常规和大量特种模型支撑和姿态变化需要;系统刚性强,模型支撑牢固,变形小;机构运行灵活,模型姿态变化定位精确。     

8m＊6m风洞升力干扰因子数值计算

叙述了８ｍ＊６ｍ风洞洞壁升力效应的模拟方法，计算了８ｍ＊５ｍ风洞的升力干扰因子，并和８ｍ＊６风洞现采用的干扰因子曲线以及低速风洞试验提供的资料值进行了比较。     

8m×6m风洞大尺度模型进气道和喷流试验技术

采用单台抽吸流量达383m3/min的真空泵抽吸系统和最大落压比达3.5的喷流模拟器,在8m×6m风洞建立了大尺度模型进气道和喷流试验技术,可实现8m×6m试验段大尺度战斗机100%进气流量和高落压比模拟要求,通过将3m量级风洞试验模型的比例增大1倍,能够更为精细地模拟战斗机气动外形,获得更为准确的飞机进气道性能、喷流对战斗机气动特性影响及矢量喷管性能参数。     

2m×2m超声速风洞流场控制策略研究与实现

2m×2m超声速风洞是一座大型引射下吹式风洞,总压控制具有非线性、时变、大滞后特性,引射器和主调压阀同时运行时存在一定的耦合特性。为了满足风洞试验对总压控制精度和收敛速度的要求,对不同马赫数试验条件下,风洞流场启动和串级智能稳定控制策略进行了深入研究,并在调试过程中对控制方法进行了验证,控制结果达到风洞指标要求。     

φ5m立式风洞结构设计

φ5m立式风洞是我国第一座大型立式风洞。开口单回流形式且垂直布置的大尺寸风洞结构是该风洞的显著特点,也是该风洞与常规低速风洞结构的重要区别,笔者针对φ5m立式风洞垂直布置的结构特点主要介绍了该风洞的结构设计概况。该风洞采用钢结构、玻璃钢结构和砼结构相结合的混合结构形式,较好地解决了洞体整体稳定性、洞体悬臂结构的支撑、第一扩散段悬置、大型结构构件的安装、定位和联接、大型设备（特别动力电机）维护保养等问题。     

3m×2m结冰风洞试验技术新进展（2020-2022年）

3 m×2 m结冰风洞是我国“十一五”国家重大科技基础设施，也是国际上尺寸最大的非季节性结冰风洞。自2013年建成以来，已经完成了70余项试验，有力支撑了我国飞机的自主研制和适航取证。本文首先介绍了3 m×2 m结冰风洞的组成和特点，其次重点阐述了2020年至2022年间风洞试验能力和试验技术的若干新进展，通过发展双闭环自适应温度控制技术、多路热气供气防除冰试验技术、冰形在线测量技术、发动机进气精确模拟技术、旋翼结冰与气动载荷同步测试技术等，使风洞的温度场模拟能力、热气防冰试验能力、冰形测量能力、进气模拟能力和直升机旋翼结冰试验能力得到增强，综合试验效率显著提升。最后，针对大型结冰风洞过冷大水滴试验面临的挑战，对下一步试验技术的发展进行了展望。     

2m×2m超声速风洞测量系统与运行管理系统研制

2m×2m超声速风洞测量系统采用NI公司的嵌入式实时控制器及GE公司的反射内存技术构建实时网络,选用NI公司的数据采集卡实现数据采集,选用PSI 8400DTC系统实现模型表面压力测量。运行管理系统包括运行操作系统软件和状态监控系统软件,主要完成风洞试验运行、操作、控制以及风洞试验状态监控。系统软件应用NI公司的LabVIEW 8.6.1图形化开发环境进行开发。介绍了系统研制内容、技术指标、研制方案、关键技术问题及其解决途径。该系统具有功能完善,技术指标先进,操作界面友好,使用维护方便的特点。     

1.9m天线抛物面旋压工艺

本文着重叙述了大型曲母线零件——1.9m天线抛物面强力旋压工艺。应用直径2m,2mm厚的LF6铝板旋压。     

1.2m×1.2m高速风洞大振幅动态试验系统及其初步应用

高速大迎角动态气动特性是衡量新一代高机动飞行器性能的重要参数之一.本文简要介绍了在CARDC的1.2m×1.2m高速风洞的大振幅动态试验系统.试验M=0.40,0.60,0.80;振幅为15°、30°;振动频率分别为0.84Hz、1.47Hz、2.84Hz和4.41Hz.初步分析试验研究所揭示的70°三角翼模型高速大迎角动态气动特性,结果表明:M数、迎角振荡的幅值和K值(振动减缩频率)是影响70°三角翼模型动态迟滞气动特性的主要参数.     

8m×6m风洞特大迎角机构连续扫描试验技术研究与应用

基于CARDC 8m×6m风洞特大迎角机构,通过对速压、测控、实时迎角测量、试验流程等各系统的改进,开展了连续扫描试验技术的研究工作,实现了某型战斗机和运输机的连续扫描测力试验,试验精准度达到了常规步进试验方式的同等水平,而获取的试验信息量及试验效率大幅提升。     

2．4m×2．4m跨声速风洞虚拟飞行试验天平研制

要解决先进飞行器的气动/运动非线性耦合问题,就需要建立气动/飞行力学一体化的虚拟飞行试验平台,用于获取飞行器机动飞行过程中的非定常气动力特性,弄清气动/运动非线性耦合机理。2．4m×2．4m 跨声速风洞（以下简称2．4m风洞）虚拟飞行试验天平研制技术是虚拟飞行试验机理性研究的关键技术之一。由于试验模型为两段的细长结构,天平设计空间受到限制,并且载荷极不匹配。风洞试验研究要求天平不仅要实现分段模型气动力的测量,还要实现两段模型的同步小摩擦滚转运动,传统天平无法满足试验要求。新设计的天平采用一种带有轴承和心轴的环式“双天平”新结构,较好解决了载荷匹配问题以及测量与运动之间的矛盾。天平设计利用有限元软件ANSYS进行应变和应力分析与优化,并设计了耦合式电桥。天平静校和风洞试验数据表明,该天平满足风洞虚拟飞行试验机理性研究的要求。     

2m超声速风洞总体结构设计

＂高速化＂、＂精确化＂是未来飞行器一个极为重要的发展方向,是提高飞行器效能的有效手段,而先进飞行器的研制强烈依赖于地面模拟试验设备——风洞。目前我国现有的超声速风洞设备尺寸和试验模拟能力还有很大不足,主要体现在真实模拟、模拟能力、精确测量等方面。在这种背景下,开展了2m超声速风洞的建设,笔者针对风洞的特点主要介绍结构总体设计概况。该风洞为下吹-引射式暂冲型超声速风洞,采用全钢结构,主要涉及风洞总体布局、模型更换方式、支座布局、风洞洞体各部段间连接、密封和定位、风洞洞体的强度和刚度、洞体水压试验等问题。     

1．2m×1．2m跨超声速风洞条带悬挂支撑天平研制

条带悬挂支撑天平是1．2m×1．2m风洞条带悬挂支撑测试系统中的重要组成部分,为确保天平研制成功,通过有限元分析仿真提出了一种“E”型天平新结构。天平有限元仿真、静态校准、动校和风洞试验结果表明天平结构合理,性能优良。     

可以实现0.08μm对准精度的光刻机

日本住友重机械工业(株)最近开发出以世界上最小的超导SOR为光源的光刻机,从而完成了X射线光刻系统,向256M DRAM以上的下一代半导体存储器迈进了一步(图1)。     

Φ3m高温风洞流场性能校准

中国空气动力研究与发展中心Φ3 m高温风洞是新建成的3米量级暂冲型、自由射流式高温风洞，采用空气/液氧/异丁烷三组元燃烧加热产生高压高温高速气体和真空抽吸联合运行。为评估该高温风洞流场性能，开展了风洞调试和流场校测试验。试验结果表明：风洞可模拟马赫数4～7、高度17～30 km飞行条件下的马赫数、动压、总焓、氧组分、时间等参数，最高总温2 335 K；风洞流场品质好、均匀区尺寸大，喷管出口均匀区尺寸达到喷管出口直径的80%以上，均匀区内马赫数和总温偏差均优于2%；流向马赫数菱形均匀区大于理论预测值，流向总温均匀区呈直筒形分布；风洞长时间运行时流场参数波动小，马赫数和总温波动均优于2%。风洞具备了开展高速飞行器空气动力学、推进、材料与结构等试验研究的能力。     

5.5m×4m声学风洞在中俄民机起落架噪声特性及控制技术联合研究中的应用

以中国-俄罗斯民用飞机起落架噪声特性及控制技术联合研究中所使用的5.5 m×4 m声学风洞（FL-17风洞）为例，介绍了大型声学风洞在科研工作中的应用情况。首先介绍了FL-17风洞的研制历程与各项性能指标；然后基于中俄联合研究中的大尺度起落架气动噪声风洞试验，概述了起落架噪声相关领域的研究现状，以及利用FL-17风洞开展的起落架噪声机理与控制技术方面的研究内容与成果，如试验、数值模拟和噪声预测数据库，以及基于非常规截面方法和空气幕方法的起落架降噪技术等；最后，对于大型声学风洞的科研使用给出了一些经验和建议。     

2m×2m超声速风洞全挠性壁喷管气动设计及动态调试结果分析

中国空气动力研究与发展中心自行设计的2m×2m超声速风洞于2010年底建成,它是一座直流、暂冲式风洞,采用了全挠性壁喷管技术。喷管总长18m,具有马赫数1.5～4.0的十多个型面,每个型面通过24对撑杆的伸缩实施成型。该喷管的气动设计采用了具有连续曲率的Sivells设计方法,并用Maxwell方法对其进行了边界层修正。该喷管采用实验影响法进行了喷管型面的动态调试,个别型面还采用了二次修正。调试结果显示,在各设计马赫数下,试验段模型区流场指标均优于GJB先进指标,表明该喷管的气动设计是成功的。     

0.3 m低温风洞液氮供给系统研制

基于系统级的一维热流体模拟分析,建立了适用于研究分析0.3 m低温风洞液氮供给系统的数学模型,并开展了系统漏热、两相流及缓冲罐中液氮容积等流体动力学分析;在系统现有控制策略及试验数据的基础上,基于该数学模型开展了系统压力动态响应分析,获得了在阀门动态调节过程中管网压力的瞬态响应,计算结果与试验值的总体误差控制在10%以内。喷射压力一致化改造避免了阀间干扰,添加的回流管道消除了供给末端的两相流现象,使喷射压力控制精度达到1.1%,调节时间减少到23 s,实现了风洞总温快速安全调节和精确控制。     

2m超声速风洞结构设计与研究

 2 m超声速风洞是一座下吹-引射式暂冲型超声速风洞,采用全钢结构。针对该风洞具有结构尺寸大、运行工况多、流场品质要求高、试验段和模型更换快捷以及采用全挠性喷管实现宽马赫数范围调节等特点进行了风洞总体和主要部段结构设计与研究。在风洞设计中利用试验方法以及丰富的风洞设计经验对洞体结构设计中的重点、难点问题进行了研究,广泛使用有限元分析方法进行理论计算,采用新颖的刚性烧结金属丝网材料进行消声降噪处理,并用挠性喷管和试验段一体化设计技术排除了挠性喷管与试验段间阶差对流场品质的影响,运用气垫运输技术使试验段和模型更换快捷、稳定。通过水压试验、振动检测、风洞静调和流场校测等方法验证风洞的结构设计是合理的,设计中新材料、新技术的应用是成功的。