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本文简略地评述了模型自由飞、立式风洞自由飞和常规风洞自由飞这三种模拟试验方法在飞机尾旋问题研究中的作用;着重分析了开展飞机失速/偏离问题研究的重要意义以及利用现有的大型常规低速风洞进行风洞自由飞试验的必要性与可能性;对旋转天平在飞机尾旋问题研究中的作用提出了一些看法。 相似文献
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受大展弦比试验模型和天平结构条件限制,在高速风洞中采用传统结构的片式铰链力矩天平难以实现对操纵舵气动力的精确测量,其主要原因是传统片式铰链力矩天平无阻力测量单元,无法测量阻力,使得阻力对铰链力矩测量的干扰无法修正,同时传统结构的片式铰链力矩天平在试验中受机翼变形影响较大,影响试验数据精准度。针对这一问题,在中国空气动力研究与发展中心高速所开展了单固支带阻力元片式铰链力矩天平结构设计研究,并成功应用于某飞机模型舵面铰链力矩测力试验。校准数据以及试验结果表明,该天平能够有效测量阻力,基本消除了机翼变形对测量的影响,同时还可以减小附加力矩,增加天平载荷匹配性,有效提高试验数据质量。 相似文献
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江善元 《南昌航空工业学院学报》2014,(1):68-73
为探索摆动式风洞天平的测力精度和使用效果,以及采用支架结构的风洞天平的整体性能,本研究设计了一种摆动式六分力风洞天平,并对所设计的天平进行了试验;通过飞机模型试验以及Catia用Fluent计算流体计算的结果进行了对比分析和研究。研究结果表明:在正常量程范围内,本研究所设计的摆动式风洞天平的使用效果良好,整体性能稳定;研究结果可为小型飞行器风洞试验提供参考。 相似文献
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推力矢量控制(TVC)技术能实现飞行器过失速机动飞行,使飞行器突破失速障、增强机敏性,在改善起降性能、巡航性能等方面具有重要作用。在2.4m跨声速风洞推力矢量试验中,采用3台六分量应变天平和2个独立的空气桥系统来实现飞机模型气动力和2个尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。推力矢量试验模型扁平外形使测力系统的布局及结构设计受到较大限制,狭小的模型内部需布置3台六分量天平、2套独立的空气桥系统及管路、支撑系统、压力测量系统等,采用传统方式无法完成如此复杂的系统设计,更无法完成高压条件下空气桥系统与测力天平的匹配设计。在测力系统的研制中,采用了一体化设计理念和刚度匹配设计方法,结合ANSYS有限元软件较好地解决了系统各部件的布局及结构优化等问题。天平校准结果和风洞试验结果证明测力系统满足推力矢量试验需求。 相似文献
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用新的设计原则及“V”型槽截面系数应是三片梁截面系数的3~5 倍而研制出的民机测力天平升阻比达30,是常规天平的2~3 倍;而法向力对轴向力的干扰量还不到常规天平的十分之一。 相似文献
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在天平元件设计中,天平输出灵敏度与刚度的合理匹配是要解决的主要问题之一。对于某种结构型式的天平元件来说,元件结构尺寸是影响天平灵敏度与刚度的主要因素。天平元件结构尺寸参数较多,对天平性能的影响程度各有轻重。因此,采用传统的设计方法难以全面地分析和综合各尺寸参数对天平性能的相互影响,更难满足不同的性能指标要求。本文在天平元件传统设计方法的基础上,应用正交计算设计法最优化理论提出了局部等应变梁天平元件优化设计新方法。提高了天平元件应变变形比,改善了天平元件测量梁的应变分布,保证应变片各处感受到相同的应变,充分发挥了应变片的感应能力。 相似文献
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在高超声速风洞测力试验过程中,冲击载荷或动态载荷激励测力系统结构振动,天平输出信号中包含了振动干扰量,可通过动态补偿方法进行改善,但现有方法处理方式单一,精度受限。根据测力系统结构特点,将测力系统简化为带集中质量的悬臂梁模型,应用振动理论方法,得到了该系统的自由振动解析结果。在自由振动特性研究中,考察了各个振型对测力的干扰以及各个振型加速度分布规律,提出了天平"多阶惯性补偿方法",并得到了理论补偿系数;进而利用有限元仿真和小波变换后处理方法,对该方法进行了仿真验证。结果表明,相比传统方法,该方法有效提高了天平动态性能。 相似文献
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介绍了在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)激波风洞中进行的摩阻测量技术研究情况。在测量研究中,设计了压电型摩阻天平,为了提高摩阻天平的校准和风洞试验测量结果精度,便于风洞试验和校准之间安装的变换,本项研究的摩阻天平采用一种新结构,也就是测量表面和摩阻天平本体可以分离的分体式结构,由此确保在不同使用场合下,摩阻天平的测量表面或者校准加载块可拆卸和更换。验证性试验是在 CARDC 0.6m 激波风洞中进行的,流场名义马赫数分别为8和10,单位雷诺数分别为2.85×107/m 和1.58×107/m,试验中测量了带压缩拐角的进气道模型表面三个测点的摩擦阻力,也测量了摩阻测点及其附近热流,测量结果表明:模型表面的摩阻和热流与雷诺比拟准则符合得较好。 相似文献
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风洞天平测量精度是改善模型风洞试验测量精度的主要因素 ,我国进行了大量研究。本文做了三个方面的工作 :( 1 )设计低干扰的天平阻力元 ;( 2 )选择带温度补偿的高质量的应变计 ;( 3 )选择优质应变片并仔细粘贴。将这些科研成果应用于一台 1 8六分量应变天平上 ,并利用该天平在超音速风洞中对 GB-0 4标模进行气动力测量 ,其测量精度达到国际标准 相似文献
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本文简要地叙述了 CARDC0.24米×0.2米引射式跨声速风洞建设的目的,风洞回路、主要特点、风洞的运转和风洞的测控系统以及风洞的主要性能。 相似文献
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微型飞行器研究用极低速风洞的特点 总被引:1,自引:0,他引:1
用于微型飞行器气动特性研究用的极低速风洞在国外公开发表的资料很少见到.因此在总体设计、气动计算与结构设计中均遇到许多新问题.在缺少资料以及实际设计与使用经验的情况下,经过多方案比较、详细的气动计算、调查研究和实机测试,按照设计技术要求研制成功了试验段直径为φ100mm,风速可以从1m/s无级调速到13m/s的微型飞行器研究用极低速开口自由射流风洞.其流场可用区域大,流速可调范围宽,而且可以无级调速.给出了总体方案的选择、部件气动计算的结果、风洞气动轮廓图以及流场测量数据. 相似文献
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在南京航空航天大学低我洞中用前缘后掠角分别为65°和70°三角翼模型,采用不同厚度和不同位置安装的类似后横向支架进行过失速非定常破碎涡的测定实验,涡及破碎点位置由TiCl4烟流显示,并用相机记录。实验表明,在非定常过失速情况下,涡的破碎位置和非定常气动力一样具有迟滞环特性。 相似文献
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游立新 《南京航空航天大学学报》1992,(1)
低温技术在现代航天航空科学中已获得广泛应用,本文从以下几个方面较全面地讨论了低温技术应用原理并简要介绍了它们在国内外航天航空中的一些重要应用及其进展。1.低温液体液氢/液氧推进剂火箭的特点,应用现状及新一代低温液体推进剂——液氧/轻烃火箭的原理和特点;2.液氢/液氧燃料空天飞机及液氢、液化天然气燃料航空飞机的特性和应用现状;3.低温风洞可在全雷诺数范围内进行气动试验的原理及工作特性;4.低温技术在空间科学中应用的主要领域及所需温度和制冷量范围,各种空间低温制冷方法的特点和应用现状;5.低温技术在再入飞行器冷却、空间环境模拟器、飞行器环境控制系统、生命保障系统等领域中的应用原理和特点。 相似文献
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M.I.雅罗斯拉夫泽夫 《实验流体力学》2000,14(1):32-42
对在高焓、持续工作时间短暂设备中进行伴有燃烧过程的气体动力模型的试验方法的特点作了介绍。根据俄罗斯科学院西伯利亚分院理论及应用研究所组织这种试验工作所积累的经验 ,描述了解决各种各类与燃烧有关的问题的模型配备 ;在发动机进气道中的推力空气动力特性、压力及热通量的测量结果等等。由此说明试验时间为 50~ 2 0 0ms的热射式风洞是解决燃烧问题的可靠设备 相似文献
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对小型水平轴可变桨距风力机调速特性的大量风洞实验结果进行了分析,并结合理论予以讨论,研究了各有关参数对风轮调速特性的影响。结果表明,要使风轮得到理相怕调速效果,必须综合考虑调速机构参数和叶片的设计,只要设计适当,在大于额定风速后,具有螺旋槽变距机构的小型水平轴风力机的速的眯化可以基本保持额定转速不变,得到相当宽的工作风速范围。 相似文献
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