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螺旋桨飞机带动力模型的风洞实验结果的准精度远较无动力实验差。在采用了先进的高转速大功率螺旋桨驱动电机及稳转速控制系统后,情况大有改善。但对不同期实验结果的吻合性仍无明显改进。本文基于螺旋桨飞机模型风洞实验动力模拟原理和基本的实验方法,对带动力实验过程中影响实验重复性精度的各种因素进行了分析,指出风洞温度、大气压和速压偏差是影响风洞滑流实验准精度的三个主要因素。并给出了三个影响因素对实验结果影响的修正方法。实践证明,按文中提供的滑流补偿实验法进行实验可以基本消除因风洞温度和大气压变化对实验结果的影响。速压偏差影响也可以按文中提供的数据处理方法得到较为满意的修正。考虑上述修正后,不同时间的滑流实验的准精度可与无动力实验相比,特别对阻力分量的准精度的提高尤为显著。 相似文献
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现代航空声学风洞技术现状与发展 总被引:2,自引:0,他引:2
随着航空运输业的发展,飞机的噪声问题日益引起人们的关注.开展航空声学试验研究的地面试验设备主要是航空声学风洞.笔者阐述了大型航空声学风洞的发展,介绍了目前世界上主要的大型航空声学风洞的性能和特点.指出了在航空声学风洞设计中,试验段构型和参数的选择以及试验大厅布置等应考虑的主要问题.论述了风洞的主要噪声源及声学处理技术.阐述了航空声学风洞中声学测量技术的发展.结论指出,目前专用航空声学风洞的背景噪声比常规气动风洞低5~25dB,而第二代汽车/航空声学风洞的背景噪声又比第一代航空声学风洞下降10~15dB.在建造现代航空声学风洞的同时,航空声学风洞中声学测量技术得到了迅速发展.突出的例子是相阵麦克风技术的开发与应用. 相似文献
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本文回顾了跨音速风洞的声学扰动,并对抑制其声学扰动的方法作了评述。实验结果表明,NH—1跨音速风洞的直孔壁的声压级低于斜孔壁的声压级。通过抑制声学扰动的不同方法的比较表明,加网的方法优于加插片的方法。 相似文献
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介绍了在国内第一个全新设计的0.55m×0.4m航空声学引导风洞开展风洞背景噪声测量的技术方案和方法,对电容式麦克风、脉动压力传感器、预极化和非预极化传声器、自由场和压力场传声器、传声器安装方式以及声学频谱算法进行了比较实验和分析.在初期实验过程中,根据测试结果优化了风洞降噪方案,达到了较为理想的风洞背景噪声指标.测试结果表明:采用电容式麦克风比采用脉动压力传感器得到的频谱和声压级精度高;在消声部段前后的同一侧洞壁上测量,可以得到消声部段传声损失;压力场和自由场传声器在修正后可以互换使用;为得到重复性较好的背景噪声频谱和有效声压级,采用频谱线性平均算法.实验结果对低速航空声学风洞背景噪声测试具有一定的指导意义. 相似文献
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带动力实验进行洞壁干扰修正时,必须考虑螺旋桨滑流的影响。运用等效动压法和壁压信息法对运八飞机带螺旋桨模型风洞实验数据进行洞壁干扰修正,分析洞壁对带螺旋桨飞机模型试验数据的影响并对不同修正方法进行了比较。两种修正方法的修正结果基本一致,壁压信息法能实际反映洞壁干扰影响,但壁压信息法需要进行准确的壁压测量,增加实验工作量;等效动压法是以经典的洞壁干扰修正公式为基础,考虑了螺旋桨滑流的影响,而且带螺旋桨飞机模型实验的攻角一般在中等攻角以下,不会出现像大攻角那样的分离特性,因此这种方法有较好实用性。 相似文献
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NF-6风洞是中国第一座增压连续式跨声速风洞.对NF 6风洞试验段流场特性进行了总结分析,研究结果表明该风洞具有优良的流场品质,总体上达到了设计要求,具备了承担型号和科研试验任务的能力.通过AGARD-B标模试验,进一步完善了NF-6风洞试验段流场品质校测项目,检验了该风洞的测力试验能力.NF-6风洞标模试验结果与国内外风洞试验数据吻合较好,试验精度和风洞平均气流偏角满足国军标要求,表明该风洞具备了测力试验的能力. 相似文献
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螺旋桨滑流对飞机机翼流场影响试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了揭示螺旋桨滑流的发展规律和滑流对飞机各部件的干扰机理 ,很有必要精确测量滑流区不同截面的流动参数 ,研究滑流对飞机各部件表面压力的影响。本文介绍了在4m× 3m风洞应用该风洞配备的空间流态测量与显示系统 ,对某运输机螺旋桨滑流流经的空间区域多个截面的流动参数以及滑流对飞机机翼流场的影响进行了测量和研究。研究结果表明 ,螺旋桨滑流对飞机特别是机翼流场有明显影响 ;滑流区的空间流场测量与显示特别有助于对滑流的发展规律和滑流对飞机各部件干扰机理的研究 相似文献
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NF-6风洞压缩机及驱动系统研制 总被引:2,自引:1,他引:2
NF-6风洞是我国第一座增压连续式跨声速翼型风洞,轴流压缩机是影响风洞安全运行和流场性能的重要因素之一。介绍了NF-6风洞轴流压缩机的运转性能要求、在风洞回路中位置的选取;压缩机驱动轴系的扭转振动分析;双电机串联主从驱动方式的关键技术等。通过2003年10月的试运转表明,压缩机以及驱动系统的研制是成功的。 相似文献
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低温运行是提高风洞实验雷诺数的有效途径。采用喷洒液氮的方式,NF-6风洞建成了国内第一套适用于连续式跨声速风洞的降温系统。介绍了NF-6风洞降温系统的总体方案和主要技术指标,重点介绍其液氮存储装置的结构和技术原理,给出了静态和通气运行调试结果。测试结果表明:提出的液氮需求量计算方法正确,为储罐容积估算提供了理论依据;液氮存储装置设计合理,液氮加注通畅平稳,自增压系统工作正常,绝热性满足低温液氮存储要求;储罐的液氮日蒸发率为0.044%,远低于设计指标;液氮存储装置与降温系统整体匹配良好、工作稳定,总温、总压、马赫数以及运行时间等关键指标达到设计要求。 相似文献
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成功建立带TPS风洞测力试验技术的一个关键问题是确保试验数据具有足够的精度,必须精细地分配误差。为获得满足工程需要的高精度测力试验数据,给出一种基于计算机符号运算的子程序,完成不确定度计算过程中公式自动推导、计算。最后通过对TPS风洞试验数据精度的敏度分析,给出了某运输机在2.4m跨声速风洞TPS试验中各环节的误差分配要求。 相似文献
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NF-6风洞是一座增压、连续、高速回流式风洞,对各子系统的控制性能都有较高的要求。针对NF-6风洞对模型姿态系统控制性能提出的高要求,提出了一种BP网络自整定PID控制策略,并结合现有的改进型PID控制思想对其进行了进一步的分析与改进。仿真结果及初步应用表明:该算法在算法收敛性、实时性及控制精度上较传统PID算法及BP网络算法都有较大程度的提高。 相似文献
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结合国家高技术研究发展计划课题“风力机先进翼型族的设计与试验研究”,针对动态试验设备研制、数据采集和处理方法,在西北工业大学1.6m×3.0m低速翼型风洞(NF-3风洞)开展了风力机翼型动态测压试验技术的研究.采用S809风力机翼型模型,在雷诺数0.75×106和1.4×106、迎角-2°~+18°条件下,通过改变模型3个平均迎角、3个振荡频率和2个振幅角等状态,进行了动态测压试验,并与静态测压及国外试验结果进行了对比.结果表明:NF-3风洞研制的试验设备,采用的数据采集和处理方法能够应用于风力机翼型的动态测压试验,并可推广应用于其他的翼型动态测压试验研究. 相似文献