风洞试验在新机研制中的应用

本文介绍了风洞试验在新研制中的应用，先进气动力牧场生主要是靠风洞试验宛成的，而试验费用仅占新机研制费的一小部分（１０％），从试验中获得设计改进的效益又是巨大的，新流态的应用往往是新朵设计的基础，所以在南试验不充分是新机研制进展的主要障碍。     

风洞试验模型技术新发展

风洞模型试验是航空航天飞行器研制的重要环节之一。试验模型的设计制造关系到风洞试验的数据质量、效率、周期和成本。本文归纳了近年来国外风洞模型技术的最新发展,分析了快速成型技术在风洞试验模型制造中的发展和应用;阐述了欧、美遥控风洞模型技术的发展理念、关键技术和应用研究;概述了风洞试验模型采用的新材料、抑振和变形测量技术。     

跨声速风洞现代试验设计方法应用研究

针对单变量风洞试验方法存在试验结果表达不直观、试验效率低、忽略变量间交互作用等缺点,在2.4m×2.4m跨声速风洞开展了现代试验设计方法应用研究。分析了试验区间划分、数据量确定、数据点分布等试验设计重要环节,开展风洞试验获取了各试验点的气动系数,建立了试验数据的响应面模型,并通过查看额外试验点是否落入模型95%置信区间的方式评价了所建立模型的拟合精度。结果表明,本文提出的MDOE风洞试验方法仅需传统方法20%的数据量,吹风时间仅占传统方法的50%,同时在试验结果表达、更多响应值的提供、交互作用体现等方面更有优势。     

基于符号处理的天平载荷计算方法研究

风洞试验需要使用大量的天平，而经常编写天平公式处理程序给试验处理软件的维护带来了较大的工作量，影响了数据处理的效率和准度。随着试验软件通用性的不断提高，需要研究一种通用的天平公式处理方法。基于符号处理的天平载荷计算方法是一种解决天平公式的自动化处理方法，它运用系统软件的编译原理，通过对公式符号的解释和执行来实现对公式的处理。该方法已运用在风洞试验的数据处理中，可以在风洞试验的数据处理中推广应用。     

风洞试验数据资源集成平台设计

风洞试验过程中,产生的海量试验数据是宝贵的资源。为高效管理试验数据、建立健全数据架构、提高试验数据安全性和规范性,设计了风洞试验数据资源集成平台。该平台功能完备,利用风洞试验数据资源和成熟的数据库技术对试验数据进行关联、组织、存储及展示,为风洞试验数据辅助分析、绘图等专业性分析及应用提供数据支持。本文介绍的风洞试验数据资源集成平台整体设计方案及关键技术研究,对系统设计与应用进行了详细描述。     

现代试验设计方法在高速风洞试验中的应用

为了验证现代试验设计(MDOE)方法在高速风洞试验中应用的可行性,进一步提高风洞试验效率,采用区组化的回归组合设计进行了某运输类飞机亚声速基本纵向常规测力风洞试验,通过少量关键控制点数据建立了气动力参数随马赫数和迎角变化的二阶响应面模型,并进行了方差分析及显著性检验。同时,通过额外增加的试验点检验响应面模型的精准度。试验及分析结果表明:通过回归组合设计少量试验点建立的纵向气动力系数响应面模型预测误差满足高速风洞飞机模型测力试验精度指标要求,方差分析(ANOVA)及显著性检验结果正确反映了迎角、马赫数对飞行器基本气动特性的影响规律,突显出MDOE方法应用于风洞试验方案设计及数据分析的显著优势。     

连续式跨声速风洞设计关键技术

为研制先进飞行器,除了提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术外,必须建立高性能连续式跨声速风洞试验设备,解决飞行器高速风洞试验模拟能力和精细化模拟问题。以试验段尺寸0．6m×0．6m连续式跨声速风洞设计为例,给出了风洞总体设计方案,分析了如何降低风洞气流脉动、如何改善风洞流场品质、提高风洞运转效率和拓展风洞试验能力等关键技术途径。该风洞作为大型连续式跨声速风洞的引导风洞,方案设计主要采用了高压比压缩机驱动系统、半柔壁喷管、低噪声试验段、高性能换热器和三段调节片加可调中心体式二喉道等新型技术。     

大数据分析方法在风洞试验中的应用

针对风洞常规试验采用阶梯抽样采集的方法,得到的试验数据和信息较少,导致试验数据分析和试验故障分析困难的问题,尝试在风洞常规试验中构建起风洞试验大数据的采集、收集和分析处理平台,并利用大数据较强的洞察能力,助力风洞试验中的疑难问题的分析。主要通过将风洞采集方法改为连续采集试验全程数据,开发杂混数据的通用风洞试验数据处理程序,开发海量试验数据分析显示软件等步骤,搭建起风洞试验大数据综合处理系统。并通过此平台对风洞试验大数据进行挖掘计算,使隐含的有用信息显现出来,为试验数据和试验故障深入分析指明方向。该平台在2m量级的高速风洞试验中的应用表明,此系统实现了风洞试验全程全部试验数据信息的采集,实现了风洞试验大数据的处理分析和结果展示。通过大数据分析有助于快速理清常规试验中的疑难问题。通过对风洞传统采集、处理方法的改进,实现了风洞试验从传统的阶梯抽样采集的小数据时代到采集全部试验数据信息的大数据时代的转变。从风洞试验大数据中获取的频率、概率、相关关系等数据可以为故障的定位分析、事件因果关系的分析等提供有力的数据支持。     

虚拟飞行试验技术介绍

飞行器在大迎角下机动飞行，流动状态的非定常性是其重要特性。对飞行器的非定常气动特性研究预测，主要还是以风洞试验为主。以前风洞试验主要是动导数试验和大迎角非定常试验。由于这两种试验的局限性，AEDC最近开始研究一种新的风洞试验技术一虚拟飞行试验技术。本文主要是对这种新的风洞试验技术研究情况做了介绍。     

美国AIAA风洞试验管理标准浅析

国外大型风洞的运营已呈现出企业化发展模式.风洞试验管理直接关系到试验周期、质量和成本,影响研制型号的性能和竞争力.本文归纳了风洞试验发展的历史背景,简述了美国AIAA风洞试验管理标准制定的过程和内容,重点阐述了标准中的风洞试验理念和管理做法,分析了标准中映射出的美国风洞试验技术的先进点,为国内大型风洞生产性试验的科学管理和创新发展提供参考.     

内埋式模型操纵面自动变角度系统研制

针对风洞试验模型操纵面角度的改变,开发了内埋式自动变角机构及控制系统,对控制角度进行了地面校准,并采用三角翼模型进行了风洞常规测力实验、重复性实验和操纵面效率试验。结果表明,采用自动变角机构改变操纵面角度的试验精准度均较高,完全满足国军标的要求,说明本操纵面自动变角系统的研制是成功的,在风洞试验中可以代替人工更换角度片方式,大大提高实验效率。     

风洞风机防喘振模型及其控制策略

以连续式高速风洞中的多级轴流风机为研究对象,分析了其喘振流量条件和风洞多变试验状态下的流量特性,建立了基于风机入口流量和进出口压比的防喘振模型.给出了风机流动相似条件和流量计算方法,测试出了风洞风机通用特性曲线和工作线,基于风机转速区间和工作特性设置了防喘振簇线.基于PLC（programmable logic controller）过程控制和WinCC监控平台,制定了多级冗余防喘振控制策略,并进行了风洞试验验证.结果表明:防喘振模型能准确反映风洞多变试验条件下风机的运行工况和安全裕度;流量与压比重复性测量的标准差分别为0.002和0.001,防喘振控制的重复性精度为0.003;实现了喘振工况的实时判别和自动控制,有效避免了喘振的发生.      

Wind tunnel test of gust load alleviation for a large-scale full aircraft model

Wind tunnel test is an important way to test the performance of Gust Load Alleviation(GLA). At present, some component-level wind tunnel tests have been carried out in big aviation countries, but there is a lack of full aircraft model GLA tests. In this study, a set of large-scale GLA test system in low-speed wind tunnel is developed, which includes a gust generator, a fivedegree-of-freedom suspension system, a full elastic aircraft model with control system, and gust load measuring devices. Two...     

加强过程控制提高风洞实验质量

结合风洞实验的过程控制,概述了过程方法的内涵、风洞实验过程的三个阶段、风洞实验过程控制的要点以及实施规范化管理和落实岗位责任制的看法和建议。     

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。     

2.4m跨声速风洞大型飞机试验不确定度评估

2.4m跨声速风洞作为中国目前唯一的大型跨声速气动力试验设备,在中国大型飞机研制中发挥着十分重要的作用。因此,对该风洞试验数据质量的评估、控制和改进提高是一项紧迫的工作。笔者通过完善不确定度计算方法、详细标定基本不确定度源和编制评估软件等工作,建立了该风洞大型飞机试验的不确定度评估方法,并对某大型飞机模型试验结果开展了具体的评估与分析,澄清了该风洞大型飞机试验数据的质量水平。     

结冰风洞液态水含量测量装置设计与实现

结冰风洞与常规风洞的重要区别就是结冰风洞能够模拟真实大气结冰云雾环境,研究飞行器的结冰特性,因此结冰云雾参数的模拟是结冰风洞主要而且关键的能力。液态水含量是结冰风洞云雾参数中一项重要参数,其准确测量是结冰试验开展的基本前提。冰刀法测量液态水含量在国内外被广泛认可,且冰刀装置作为风洞校测基本手段,写入了结冰风洞校准规范。针对结冰风洞中用于液态水含量测量的冰刀装置,根据其测量原理制定了试验方案;提出了整套装置设计的技术指标并指出其中的技术难点;对总体结构进行了设计,并对关键受力部件进行了强度、刚度分析;进行了关键技术研究,包括冰刀液态水收集系数计算和驱动控制系统设计等;最后将设计出的冰刀装置在结冰风洞中进行了试验验证。试验结果表明：冰刀装置设计合理,液态水收集效果良好,实现了结冰风洞液态水含量的测量标定,且防护罩开闭迅速,实现了结冰时间的精确控制,满足技术指标要求。     

基于非接触测量技术的低速风洞连续扫描试验技术研究

基于Optotrak非接触光学测量系统,建立了风洞试验模型三维姿态角测量方法,实现了模型姿态角的高精度、实时、外触发时钟同步测量。基于该方法测量模型三维实时姿态角,在FL-14低速风洞开展了张线尾撑下YF-16飞机1∶9标模纵、横向连续扫描测力试验。试验结果表明,在0.3°/s的扫描速率下,连续扫描与步进试验数据比对一致性好,各气动分量同期重复性达到国军标合格或先进指标。连续扫描试验获得了更为详尽完整的气动特性信息,同时显著提升了试验效率。     

Effects of tube system and data correction for fluctuating pressure test in wind tunnel

The accuracy of fluctuating pressure test in wind tunnel is affected by the tube system. By employing contradistinctive experimental method, systematic study was conducted to investigate the effects of the tube system on fluctuating pressure. The analyzed tube system parameters include tube length, inside diameter, curvature, deflection angle, thickness, material, restrictor length, restrictor inside diameter, and restrictor place. It is found that all the tube system parameters mentioned above except tube curvature have non-negligible effects on fluctuating pressure. Based on the research results, test methods were presented for the fluctuating pressure measurement in low-speed wind tunnel, which can obviously improve the data accuracy but not lose test efficiency. The effectiveness of the method is verified by the wind tunnel test.     

基于单边效能的纵向操纵适航符合性分析

为满足独联体(CIS)适航相关条例要求,对新舟60飞机现有的单套机械硬式升降舵操纵系统进行了改进。将升降舵左右驾驶联动操纵,改进为卡滞情况下可以断开联动,左右驾驶员分别控制左右升降舵。针对改进情况,通过风洞试验,获得了无动力和带动力条件下单边升降舵卡滞的升降舵效率。根据试验结果分析了纵向操纵恢复飞行品质及适航条例符合性,为后续飞行试验验证及适航取证奠定了基础。