小滚转力矩测量技术研究

描述了小滚转力矩测量技术的发展,重点介绍了一种于小滚转力矩测量的新型内式六分量应变天平。基于一种“双交叉挠曲弹性枢轴”结构及电子束焊接新工艺,该天平的滚转力矩单元不仅灵敏度高,抗干扰性能好,且纵向承载能力也很强,因此能够满足各种外形的小滚转力矩高精度测量要求。文章包括初样天平的天平描述、静校结果分析及在风洞试验中的性能等。     

高超声速风洞小滚转力矩测量技术研究

 简介了小滚转力矩测量技术 :小滚转力矩天平、自由滚转法,重点介绍了气动中心高速所研究的气浮天平技术,气浮天平技术具有小滚转力矩天平经济、直观的优点,同时具有自由滚转法精度高的优点。在微量滚转力矩的测量中,角度偏差和同轴度偏差将直接影响到滚转力矩的测量精度,应根据滚转力矩的测量精度对角度偏差和同轴度偏差进行控制。     

Φ1m高超声速风洞小滚转力矩测量技术

为了满足再入飞行器的不断发展需求,准确测量再入过程中烧蚀作用所产生的小量级滚转力矩,本文在近年来小口径高超声速风洞中再入飞行器小滚转力矩测量技术研究工作基础上,创新改进以气浮轴承为核心建立的低阻尼自由滚转测量试验技术,利用传统试验数据处理方法结合飞行动力学仿真等多种设计和数据分析手段,最终实现大口径高超声速风洞高马赫数、大迎角条件下多个状态点的再入飞行器试验模型滚转气动力矩精细化测量。风洞试验结果表明,试验系统工作稳定可靠,试验数据完善、合理,能够为再入飞行器的相关设计工作提供重要依据。     

再入旋转钝锥的烧蚀滞后滚转力矩计算

有迎角的旋转钝锥由于周向烧蚀滞后将产生滚转力矩。在本文方法中,将“轴对称比拟”关系推广应用于切应力和烧蚀滞后滚转力矩计算,并给出引射率和粗糙度对壁面摩擦系数联合影响的表达式,切应力、热流率和无粘流线都在变熵条件下计算。结合算例分析了飞行参数和周向烧蚀滞后角等对滚转力矩系数的影响。     

烧蚀滞后效应引起的钝锥滚转力矩

当有迎角钝锥相对于风坐标转动时,由于烧蚀滞后效应将产生滚转力矩。本文基于适当的力学模型和近似分析导出了该滚转力矩系数的解析表达式,表明该系数与α２ｓｉｎε成正比。根据结果得到的系数模数的量级是１０－６。文中还分析了它与各主要物理量的关系。     

升力体高超声速飞行器非定常滚转力矩建模研究

为了深入研究升力体高超声速飞行器相对薄弱的横侧向稳定性问题,对滚转自由振荡风洞试验数据进行了谱分析,建立了多个气动频率余弦和形式的非定常滚转力矩模型。由于升力体高超声速飞行器的滚转自由振荡曲线呈现非定常、非线性和一定的周期性特征,且对试验结果的谱分析发现,在多种气动状态下,都存在除机械振动频率外的三个振动频率,将滚转力矩表达为此三个频率余弦和的形式。该滚转非定常气动力矩数学模型捕捉了试验的基本趋势涵盖了其主要的量值范围,反映了升力体高超声速飞行器横向流场扰流的多尺度和周期性特征。     

导弹大迎角下非线性诱导滚转力矩数值研究

采用计算流体力学（CFD）数值模拟方法,研究战术导弹大迎角状态下涡破裂导致滚转力矩随迎角非线性增长引起舵面控制能力不足的现象。首先通过标准模型的数值分析,验证了所采用的CFD方法具有三角翼前缘涡破裂现象的捕捉能力;然后采用雷诺平均Navier-Stokes方程对某“++”字正常布局导弹构型（含弹翼、弹身、尾舵和整流罩等）进行了数值模拟,结果显示亚声速状态下滚转力矩在迎角大于20°时出现非线性增长,导致全动尾舵的滚转控制能力不足。通过分解各部件对滚转力矩的贡献,并分析流场结构,探明了该现象发生的流动机理,其主要原因是：随着迎角的增长,弹体迎风面的尾舵前缘涡首先发生破裂,导致其平衡诱导滚转力矩的作用被削弱。     

速度矢量滚转的运动学及气动力分析

速度矢量滚转定义为飞机在保持定常迎角的情况下,围绕其瞬时速度矢量所产生的无侧滑、速度保持为常值的旋转运动。对于典型的战术飞机,最大俯仰力矩是飞机方位的函数,在水平轨迹中出现在倾斜90°的情况,此时飞机的滚转速率达到峰值,迎角超过45°。最大滚转力矩依赖于滚转模态时间常数。对于较小的滚转时间常数（快速响应）,最大滚转力矩出现在最大滚转加速度、零迎角,基本与飞机的方位无关;对于较大的滚转时间常数,最大滚转力矩出现在最大滚转速率、迎角最大、倾斜角180°的水平飞行中。最大的航向力矩出现在最大滚转加速度、迎角最大时,基本与飞机的方位无关。     

风洞模型位移光学测量技术应用综述

风洞试验中,模型姿态的测量是影响数据精准度的一个重要因素,而测量上的一个微小变化,常常对实际应用价值造成巨大影响。当代测量技术发展的一个新领域是应用光学技术。概述了国外主要的风洞模型位移光学测量系统,包括测量依据、应用风洞、模型要求、数据后处理以及精度情况。这些测量系统应用于静态试验和动态试验中,用于模型位移、姿态角和弯曲变形的测量。从应用现状、应用环节、操作步骤、发展趋势等方面进行了描述,并给出了结论。比较这些模型位移光学测量技术可知它们各有优缺点,应用条件不一样。     

四分量片式铰链力矩天平技术及风洞实验应用研究

针对目前风洞铰链力矩实验中的一种三分量片式结构铰链力矩天平没有轴向力测量元件的不足,提出一种切实可行的四分量片式结构铰链力矩天平设计方案,进行了物理样机的研制,应用于某模型升降舵风洞铰链力矩实验中。实验结果与理论分析获得了良好的一致性,在舵面偏角为21°时,由忽略轴向力测量带来的舵面法向力系数相对误差百分比为14.7%,舵面弦向压心位置相对误差百分比为17.2%。     

基于PSD的模型姿态角和振动测量技术原理性研究

为了适应风洞发展的需要,满足风洞测量技术精细化、多样化的要求,开展了基于位置敏感器件（PSD）技术的模型姿态角测量系统的原理性研究。对PSD探测头进行了详细设计,完成了姿态角测量试验平台和数据采集处理系统,并开展了初步的测量试验。通过原理性试验证明,测量系统的测量范围为-10°～10°,测量准确度为0.036°,测量精度为0.016°。还对系统应用于振动的测量进行了原理性的研究,获得了初步的研究数据。随着进一步的细化和精确度的进一步提高,基于PSD技术的模型姿态角测量系统在风洞模型的姿态和振动测量、姿态角测量机构的标定和检定、视频测量系统的相互验证等领域具有非常大的应用潜力。     

利用压电驱动器改善飞机横滚性能的试验验证

利用分布粘帖在矩形机翼上下两面的压电驱动器,探索使用该类结构提高飞行器横滚能力的可能性。通过风洞模型设计、材料性能测试、模型固有特性测试、压电柔度矩阵测试等试验项目,保证了有限元模型的计算精度,最终通过模型的风洞试验验证了利用气动弹性效应,获得了附加升力与横滚力矩的方案。该原理性试验说明利用分布式压电驱动器改善横滚性能是可行的。     

尖侧缘机身布局的俯仰力矩特性及扰流板控制

针对尖侧缘机身布局在大迎角下存在的正俯仰力矩（抬头力矩）问题,通过风洞试验,首先研究了俯仰力矩的迎角分区特性及流动演化规律：线性增长区（迎角为0°~15°）,俯仰力矩线性增加,全机从附着流到形成进气道前缘涡和机翼涡;非线性增长区（迎角为17.5°~32.5°）,俯仰力矩非线性增加,机头涡出现,机头涡和进气道前缘涡逐渐增强,机翼涡增强后破裂;衰减区（迎角为35°~65°）,俯仰力矩逐渐减小,机头涡增强后破裂,进气道前缘涡破裂发展,机翼涡完全破裂。其次,发现了机身前体是产生正俯仰力矩的主要来源,机头涡是导致大迎角下正俯仰力矩的主控流动。当迎角为40°时,前体各截面正俯仰力矩在进气道前缘处达到最大,主要是由于该处机头涡诱导产生了较强的法向力。最后,提出了大迎角机身扰流板控制技术,产生了较好的控制效果。当迎角为40°时,扰流板可使正俯仰力矩减少62%,其原因是扰流板降低了机头涡涡量及其诱导产生的法向力,减少了机身前体对正俯仰力矩的贡献。该控制技术的缺点是扰流板会带来一些升力损失和附加阻力。基于尖侧缘机身参考宽度的雷诺数为2.59×10⁵。     

机动式再入弹头小滚转气动力风洞试验技术

基于气浮轴承的自由滚转式小滚转力矩测量系统的风洞试验技术,针对传统的惯性再入武器向再入机动武器发展需求,利用多孔光栅及高灵敏度光电传感器测量带小突起（如边条,小配平翼）的非轴对称模型自由滚转状态下的角速度随时间的变化过程。采用理论验证、最小二乘拟合、动力学仿真计算等方法,建立相应滚转力矩气动力模型进行试验数据处理和分析。风洞试验结果显示,数据大小合理,规律性好,同时可获得试验模型在滚转运动中的滚转气动力随时间的变化曲线,以及任意滚转角位置的小滚转静力矩,能够满足机动式再入弹头小滚转气动力测量试验的发展需求。     

大尺寸缩比自由飞模型惯性矩测量与调整方法

给出了双线摆法测大尺寸缩比自由飞试验模型惯性矩的方法和流程,并根据飞机类模型的惯性矩特点,提出了大尺寸缩比自由飞试验模型惯性矩调整所需的配重计算方法.双线摆法测量原理简单,不需要复杂的测量设备,具有较好的工程实用性.应用实例证明,模型飞机调整后的惯性矩与目标状态符合较好,测量精度满足工程应用要求.     

高速风洞等离子体流动控制实验技术研究

针对开展等离子体高速流动控制研究的技术需求,通过专用模型及实验机构设计、绝缘密封走线、多层电磁屏蔽等技术手段,建立了一套适用于高速风洞的等离子体流动控制系统,提出了等离子体高速流动控制风洞实验的技术规范和运行策略,并初步探索了等离子体激励对二元翼型绕流的控制规律。采用该技术后,解决了高压电缆的绝缘、密封走线问题,模型与实验机构的感应电压减小90％以上。风洞实验结果表明：实验系统运行稳定,实验数据可靠,等离子体激励对犕犪＝0．2的流动可实现有效控制;施加等离子体激励后,NACA0012翼型的流动分离明显减弱,升力增大,阻力减小,临界失速迎角增大2＆#176;,最大升力系数增大4％,总体气动性能得到显著提升。