风洞模型自由翻滚实验动导数辨识方法

用笔者发展的从风洞模型自由翻滚实验数据获取动导数的最大似然辨识方法仿真的算例表明 ,动导数辨识结果受测量误差、测量噪声以及静态俯仰力矩系数非线性的影响很小 ,而常用的动导数估算方法所得结果受其影响较大。最后 ,采用最大似然辨识方法处理了某飞行器模型风洞自由翻滚实验数据 ,获取了该飞行器在M =4.0和M =6.0下 0°～ 1 80°振幅范围的动导数     

有翼飞行器高超声速动导数的风洞自由飞测量

对具有典型意义的有翼航天飞行器模型在力学所JF 8A脉冲型高超声速风洞中M =6.2 6,M =7.91和M =9.2 9条件下进行了模型自由飞实验。由记录的运动经最大似然法作参数辨识后得到了它们的俯仰阻尼导数。实验结果显示 ,在实验范围内模型具有动态稳定性 ,同一名义实验条件下的重复性实验呈一致的运动规律并具有接近的动导数测量结果。实验范围内马赫数的变化 (从 6.2 6到 7.91 )以及模型质心位置的轴向移动 (从 0 .5 0到 0 .60 )没有导致俯仰阻尼系数的明显变化 ,其量值在- 1 .5附近。而马赫数 9.2 9时阻尼值变小 ,其主要原因可能是由雷诺数的变化所引起。此外 ,考虑恢复力矩的非线性影响后 ,辨识结果有所改善     

水平风洞模型自由飞试验技术研究现状及展望

介绍国外水平风洞模型自由飞试验技术研究现状,阐述水平风洞模型自由飞试验平台的组成、作用与意义,重点展望该试验技术的应用前景.对试验平台中动力相似模型设计加工技术、动力模拟技术、舵机运动控制技术、模型姿态实时精确测量技术、飞行控制系统设计与集成技术等关键技术问题进行分析,对发展该试验技术具有指导作用.完善水平风洞模型自由飞试验技术,把传统风洞试验拓展到流动飞行-控制一体化试验,有利于全面研究和充分挖掘飞行器的气动性能与控制性能,对新一代飞机器的发展、新概念新技术的工程应用将起到重要的推动作用.     

从自由试验提取阻尼约束结构主模态

本文发展了一种利用自由试验提取阻尼约束结构复模态的可行方法。然后利用现有技术,又由提取的复模态辨识出工程中常用的主模态。本文采用了两种阻尼模型：瑞利阻尼和粘性阻尼。针对此两阻尼模型建立的提取约束结构复模态的两支配特征方程的精度是良好的。即使当所要求提取的约束结构模态的频率范围大于自由结构的试验频段,也能获得满意的结果。     

96型低速大攻角动导数试验系统

介绍了一套用于气动中心低速所４ｍ×３ｍ风洞或Φ３．２ｍ风洞的大攻角动导数试验系统。对该系统的激振装置、测试系统及主要性能进行了描述,并对典型试验结果进行了分析讨论。采用自动化程度高、较模拟式仪器可节省大量风洞运行时间的全数字化测试系统,能提供包括阻尼导数、交叉导数和交叉耦合导数在内的全部组合动导数以及由α．和β．产生的动导数和静导数,数据具有较高的精度。     

风洞自由飞试验中气动参数辨识准度评价方法研究

当高超声速风洞自由飞试验的测量数据被有色噪声污染时,传统的Cramér-Rao界作为参数估计准度的度量往往过于乐观。文本采用一种修正协方差方法来处理传统的最大似然估计的残差,以便计算出有色残差情况下精确的Cramér-Rao下界,对辨识参数结果进行不确定度评价。以10°半锥角尖锥模型为例,通过大量的Monte Carlo仿真试验和风洞试验验证了修正协方差方法的有效性。结果表明,在风洞试验测量存在有色噪声情况下,修正协方差方法给出的标准差均值约为传统的Cramér-Rao界方法给出的标准差的3~5倍,与参数估计的统计标准差一致,客观反映了参数辨识结果的精准度。     

常规高超声速风洞模型自由飞试验发射装置设计与应用

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。     

二次成像法在风洞模型自由飞运动记录中的应用

风洞模型自由飞是一种无支杆干扰的非接触式气动特性测量方法。为获得相对于实验室固定坐标系的精确的模型姿态和位置测量值，必须在成像照片中有固定坐标系框架标志的清晰影像。本文描述了在高超声速脉冲风洞中模型自由飞运动记录中二次成像法的应用。以０．１ｍｍ细线所构成的正交实验室固定坐标框架置于模型运动记录的第一次成像面上，然后用高速鼓轮相机记录模型自由飞相对于坐标系运动的清晰照片，从而获得模型在高超声速（Ｍ＿∞＝９．９）流动条件下的静、动稳定性导数的有效结果。     

飞行器大攻角升沉平移加速度导数测量技术

为了测量由升沉和平移加速度 ( α和 β)产生的导数 ,进而将组合动导数分开 ,来改善飞机飞行特性的预测效果 ,中国空气动力研究与发展中心低速所开展了大攻角升沉平移加速度导数测量技术研究工作。采用刚性强迫振动法 ,研制了试验装置 ,测量了由升沉平移加速度产生的动导数和“静导数”。给出了升沉振动试验在振幅为60mm ,频率为 1 .0Hz、1 .5Hz,α =0～ 45°,Re=0 .76× 1 0 6 情况下的典型试验结果。小攻角情况下 ,Cm α为负值 ,是动稳定的 ,且随攻角变化不大 ,而在大攻角情况下 ,由于非定常气动力的作用 ,Cm α变化剧烈而且出现动不稳定。从典型试验结果看 ,该技术是成功的 ,所获数据是合理可靠的。     

自由飞试验模型惯性矩的测定

作者根据多年来自由飞试验的实践,叙述了自由飞模型惯性矩的调试、计算、误差分析与处理的经验与方法。     

风洞测力实验的数据采集和处理

本报告介绍西北工业大学空气动力研究室跨、超声速风洞中以微型计算机为中心的天平测试系统,总结了采用应变天平进行气动力测量,数据采集和处理的方法。     

对风洞实验数据精准度的要求

本文首先简述了风洞实验数据精确度对飞机性能的影响，然后，介绍了国内外风洞实验数据精确度标准，最后，给出了国内外风洞实验数据精确度与该标准的比较。     

高速风洞腹部支架干扰工程计算方法

一种计算高速风洞腹部支架对模型纵横向气动力干扰量的工程方法，可以非常方便地分析腹支的位置、厚度、后掠角等几何参数对干扰量的影响。与支架干扰实验结果的比较表叨，本方法可以用作为选择腹支位置及几何外形参数的理论工具。     

风洞实验数据的误差及其计算方法

本文首先简述了研究风洞实验数据误差的意义,然后给出系统误差、随机误差、粗差及不确定度的定义,在讲述了单点测量标准差、多点测量标准差及随机不确定度计算方法之后,介绍了系统误差的判别和风洞实验数据误差的合成,最后给出了风洞气流参数、压力系数及力系数随机误差的计算公式。     

三元模型在二元自适应风洞中的试验研究

本文简要叙述了西北工业大学开展应用二元柔壁自适应风洞进行三元模型试验的研究。介绍了西北工业大学加宽后的二元柔壁自适应风洞,同时介绍了西北工业大学的迭代法及联邦德国宇航院(DFVLR)一步法的基本思想及其试验结果。     

跨声速风洞翼型实验洞壁状态的鉴定方法

本文叙述了利用近洞壁处实测的两排静压分布,在不同马赫数和零迎角条件下,对沿轴向分段可变开闭比斜孔壁状态的鉴定方法。计算用小扰动压力方程,鉴定结果与实验分析一致。用两排实测近洞壁处静压分布对洞壁状态做鉴定计算,主要优点是不涉及模型附近的复杂流场,可以采用简单的数学模型;不需要实验模型的描述; 便于向三元推广。     

多机测控系统在风洞试验研究中的应用

一种多计算机数据自动采集、处理和控制系统成功地应用于大迎角气动特性研究的风洞试验中,实现了大迎角非对称裁荷的主动控制和数据处理。系统主要由硬、软件两部分组成。硬件包括:中心计算机、控制机、A/D 转换器、接口等;软件包括:数据采集、处理、控制及其算法等程序。其中主动控制部分能满足目标函数的控制要求。且干扰、误动作影响小,工作可靠性强。具有适应范围广、实现容易、成本低等特点,为测控技术多机网络实现计算机风洞测控技术应用积累了实践经验,给风洞-计算机一体化的研究提供了技术资料。     

航空风洞中大气边界层的模拟

本文在评述航空风洞中各种人工加速形成边界层方法的基础上,提出一种适用于 NH-2模型风洞形成大气边界层的模拟装置及其试验结果。试验结果与有关资料比较是相符的。故此模拟装置可推广应用到 NH-2航空风洞中的风工程试验中。     

低速风洞大攻角张线式支撑系统

介绍了用于ＣＡＲＤＣ－Φ３．２ｍ亚声速风洞的大攻角张线式支撑系统的组成,试验装置的结构及其特点,给出了模型考核试验和支架干扰试验的主要结果,并进行了简要的讨论。试验表明：本支撑系统具有可试验的攻角和侧滑角范围大,支撑干扰小,控制和测量精度高,支撑刚度好等特点。     

1.2米跨声速风洞中的外挂物可控轨迹试验技术研究

本文简要地介绍了在中国空气动力研究与发展中心的1.2米跨超声速风洞中所作外挂物可控轨迹试验技术研究的情况,着重介绍了系统的硬、软件的简况、轨迹生成和试验技术等,并提供了外挂物轨迹测量的某些结果。