栅格舵气动与操纵特性高速风洞试验技术研究

为研究飞行器单独栅格舵全尺寸模型气动特性,考核、验证舵控系统操纵性能,在FL-24风洞(1.2m×1.2m)开展了专项试验技术研究.首次在国内高速风洞建立了全尺寸栅格舵高速风洞试验平台,主要内容包括:风洞大载荷侧壁支撑装置设计、高速风洞模型保护装置设计、高灵敏度气动测试天平研制、模型风载条件下变形测试系统设计以及动态气动力测量与数据处理方法等.该项试验技术实现了模型气动与舵控系统以及气动与结构一体化试验验证,为栅格舵尾翼布局飞行器相关专业设计及飞行试验提供了重要试验数据.     

高速风洞超大迎角试验技术初步研究

大迎角风洞试验技术是先进高机动飞行器研制必需的关键技术。气动中心发展的高速风洞超大迎角试验技术 ,包括大迎角机构、模型、天平等。 1 .2m风洞超大迎角试验结果与 2 .4m量级的大风洞试验数据具有较好的一致性 ,试验精度基本达到了××标准对小迎角试验精度的要求 ,表明 1 .2m风洞超大迎角试验技术研究获得了成功。     

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.     

压缩性对大振幅俯仰振荡三角翼动态特性影响的试验研究

对飞行器在高速大迎角时的动态气动特性的研究是很重要的。在CARDC进行了高速风洞动态失速试验技术研究,使用专用的动态失速机构,以60°、70°和76°三角翼为模型,在M=0.4～1.0范围内,在不同振幅、不同频率情况下进行了风洞试验,分别测量了各三角翼的动态气动载荷,研究了在大振幅俯仰振荡时各三角翼的动态气动特性,重点研究了压缩性对三角翼动态特性的影响。结果表明随着M数的增加,上述三种三角翼的非定常效应减弱。     

气动热环境试验及测量技术研究进展

地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段。针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要,分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况。分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等,进而分析了气动热环境风洞试验模拟理论,介绍了适用于气动热研究的风洞试验设备及其模拟能力,重点讨论了适用于不同类型风洞的热流测量技术发展近况、存在的问题和发展趋势;在以长时间、高热流、高壁温为主要特征的高超声速飞行试验中,无法应用风洞环境下的热流测量技术,因而介绍了目前飞行试验中采用的气动热测量技术,讨论了根据结构温度反辨识表面热流存在的问题,以及热流传感器表面的"冷点效应"、表面催化特性等因素对飞行试验气动热测量的影响,提出了后续工作中应重点研究和解决的临近空间飞行器气动热环境测量技术问题。     

风洞试验方案智能优化设计方法研究

我国的航空航天装备发展已经进入了自主创新的崭新阶段,新一代飞行器气动设计的探索创新、优化定型需要高水平的风洞试验能力作为支撑。先进飞行器研制需要快速获取正确的气动外形关键数据,其高性能、高精度的发展趋势对风洞试验的数量和质量提出了更高要求。传统风洞试验方案设计和数据分析模式已经越来越不能满足需求,亟待有所突破。本文以飞行器地面试验分析为背景,应用支持向量机模型对试验数据进行建模分析,发展风洞试验方案优化设计方法和试验数据智能分析方法,探索气动数据与飞行器几何参数之间新的内在关联,构建风洞试验辅助设计和分析系统,提高风洞试验效率和试验数据的正确率,为先进飞行器气动设计提供技术支撑。     

典型直升机旋翼翼型气动特性试验研究

采用高升阻比特性的翼型是提高直升机旋翼气动性能的关键.对在典型的OA309旋翼翼型基础上开发的CH309翼型,进行了低、高速气动特性风洞试验研究.试验分别在FL-14风洞和NF-6风洞中进行,采用表面测压和尾耙型阻测量技术.试验结果表明:CH309翼型的总体性能优于OA309翼型.试验结果为直升机旋翼设计时翼型的选取提供了参考.     

旋转导弹风洞动态测力试验技术研究

常规风洞静态气动力测量技术无法得到旋转导弹的非定常气动特性数据,需要研究在风洞中模拟旋转导弹运动特征以及对气动力实现动态测量的试验技术。在1.2 m量级超声速风洞中,研究了大长细比导弹模型旋转运动主动控制技术以及与旋转运动对应的动态测量试验技术。采用旋转导弹模型（长细比为20）对建立的试验技术进行了风洞试验验证。结果表明:采用微型驱动系统并对旋转组件与导弹模型进行一体化设计,可以对大长细比导弹模型转速进行稳定控制;建立的风洞动态测力试验技术可以对导弹模型旋转运动下的动态数据进行测量,试验数据重复性精度良好。     

Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验关键技术研究

介绍了中国空气动力研究与发展中心低速所Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验技术,包括振动条件下倾角传感器迎角测量修正技术、大迎角振动抑制技术、实时速压测量技术等.某飞机模型大迎角连续扫描测力试验结果表明,Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验技术能够满足先进战斗机大迎角气动特性风洞试验需求.     

共轴刚性旋翼高速直升机风洞试验研究综述

共轴刚性旋翼高速直升机是下一代直升机发展的重点构型之一,风洞试验是突破其中关键空气动力学技术、推动该构型直升机从原理验证走向型号研制所依赖的重要手段.文中对国内外共轴刚性旋翼试验设施及相关风洞试验进行了介绍,综述了共轴刚性旋翼升力偏置、流场显示与测量、桨毂减阻、推进螺旋桨和机身气动特性等技术领域的试验研究概况及主要成果...     

高精度六分量应变天平研究

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     

汕头大学大气边界层风洞的设计和研制

介绍了汕头大学大气边界层风洞和其配制的测控系统及流场校测结果。汕大风洞主要做建筑物的抗风实验和风环境实验。为模拟大气边界层,实验段较长,实验模型放在实验段后部。为减小轴向静压梯度顶板高度分段可调。风速比航空凤洞低。配置了建筑物测压和测力实验所需的电子压力扫描测量系统和高频底座天平。流场校测表明,该风洞的气动性能已达合同规定的指标。     

CAARC高层建筑标模动态测力研究

CAARC高层建筑标模的动态测力试验在南京航空航天大学NH－2低速风洞中进行，在均匀流场中以及模拟大气边界层中分别测量了模型的动态气动力和力矩的平均值，均方根值，峰值，试验目的是为检测NH－2风洞的大气层边界模拟技术，动态天平，测试仪器以及动态数据采集和处理系统，试验结果表明，CAARC标模的所有动态气动特性在NH－2中的测量值与国外部报导的结果符合得较好，因此，NH－2风洞的大气边界层模拟技术，动态天平，测试仪器以及动态数据采集与处理系统可以承担高层建筑方面动态测力试验任务。     

民机低速风洞测力试验技术研究

民机低速风洞测力试验技术是中国航空工业空气动力研究院低速所新研制的一项试验技术,为了达到国际先进测量水平,该项技术先后成功研制了专用的应变天平,改进了模型支撑和稳风速控制系统,用CRJ民机模型进行了风洞试验验证。试验结果表明:FL 8风洞的测量精度已经达到了国际先进水平。     

分离式共轴刚性旋翼风洞试验技术研究

为在■3.2 m风洞开展高速直升机共轴刚性旋翼风洞试验,中国空气动力研究与发展中心(China Aerodynamic Research and Development Center,CARDC)开展了分离式共轴刚性旋翼风洞试验关键技术研究。解决了双旋翼共轴反向驱动、双旋翼联动和差动变距操纵、旋翼气动力分离测量、旋翼间距调整等关键技术问题,研制了■2 m直径共轴刚性旋翼试验台和旋翼天平、旋翼操纵系统,实现了旋翼共轴等速反向旋转、双旋翼联动和差动变距操纵、旋翼升力偏置调整、旋翼气动力孤立测量、旋翼间距调整等功能。通过开展风洞试验,验证了该试验技术,表明试验技术具有技术成熟度高、数据重复性精度高、可调节参数多的优点。     

基于减小轴向力测量干扰的高精度测力天平研制

针对目前风洞试验技术的发展对风洞天平测量精度的更高需求，研制一台六分量杆式高精度轴向力测量天平，应用新型轴向力测量元件结构形式，并采用有限元方法对其进行了优化和改进。轴向力结构设计采用将测量元件置于天平轴线上的"设计中心位置"的方式，并通过在测量梁上设置铰链以及轴向力测量梁的非对称设计，最终使各气动载荷分量对轴向力的干扰应变输出近乎为零，彻底解决了杆式应变天平轴向力的测量干扰问题。同时，该设计还改善了天平各分量载荷作用在轴向力测量梁上交错复杂的应力分布状态，提高了天平的长期稳定性。天平校准和标模试验结果表明，该天平轴向分量具有较高的测量精、准度，可满足现代风洞试验的高精度轴向力测量需求。     

高超声速风洞试验模型底压测量方法研究

针对高超声速风洞试验模型底压测量误差较大而导致模型底阻难以精确扣除的问题,在Φ1m高超声速风洞中开展了3种底压测量方法的对比研究,即电子扫描压力测量方法、低压力差压传感器测量方法和微型绝压传感器测量方法,并在马赫数6试验条件下开展了HB-2标模和某导弹模型试验验证。试验结果表明:采用微型绝压传感器进行模型底部压力测量能避免测压管路的影响,可快速响应高超声速风洞试验模型底部压力变化情况,有效提高模型底压的测量精准度。     

飞行器表面气动载荷的柔性智能蒙皮多参量测量

飞行器表面气动参数特征是飞行器结构设计和安全评估的重要依据,而风洞试验作为最有效的测试手段,通常面临破坏结构、测量物理量单一等问题。提出曲面共形的柔性智能蒙皮测量技术,集成了多种超薄柔性传感器阵列,通过剪纸–拼接的完全共形方式集成到飞行器结构表面,在不改变结构表面形貌的情况下同步实时测量壁面静态压力、脉动压力、温度、壁面剪应力等多种气动参数。在直流式风洞、射流平台和FL–9风洞中对NACA0012机翼和飞行器尾翼进行了变风速和变迎角试验,分析风洞试验中采集获得的多种气动参数,验证了该系统的可用性,为风洞试验中柔性智能蒙皮多参量同步测量气动特性研究提供参考。     

基于符号计算的风洞试验测量不确定度评估

基于符号计算进行风洞试验测量不确定度分析可以实现实验数据处理公式及误差灵敏度系数的自动推导 ,采用该方法对ZSDD 1导弹标模风洞试验结果进行了定量的试验不确定度评估 ,计算得到的气动力系数精度极限与重复性试验得出的试验精度吻合良好 ,气动力系数偏离极限计算值通常是其精度极限的 3～ 4倍 ,其不确定度大约是其精度极限的 4倍。笔者所述分析方法和分析程序为定量评估风洞试验数据的可靠性提供了一种有效手段。