基于双目立体视觉的直升机旋翼桨叶位移变形测量方法

为实现直升机旋翼桨叶位移变形的非接触测量,提出了基于双目立体视觉的三维测量方法。采用编码标记方式,在旋翼桨叶表面粘贴具有唯一编码信息的标记点,以高频激光器提供纳秒级瞬态照明,同步触发高速CCD相机采集桨叶瞬态图像,基于双目立体视觉原理计算标记点的三维坐标,进而计算得到旋翼桨叶的位移变形参数。试验结果表明:该测量方法的测量精度小于0.1 mm,测量准度小于0.3 mm,可满足直升机旋翼桨叶位移变形的高精度测量需求。     

开口风洞剪切层对传声器及其阵列测量影响试验研究

开口风洞进行气动噪声测量及传声器阵列定位研究时必须考虑开口剪切层对声传播的影响。基于传统的二维剪切层折射修正公式的Snell定律和波传播对流效应,推导了更普遍的三维剪切层折射修正公式。针对0.55m×0.4m开口风洞,首先开展了风洞剪切层形态及位置的测量研究,70m/s风速下,该风洞剪切层略向外扩张,角度为1.14°;其次采用相位相关分析的方法研究了风速30,50和70m/s条件下,不同频段的声波穿过剪切层的折射现象,并与基于剪切层无限薄假设的Amiet等人的理论结果进行了比较,指出了折射角度的理论修正公式只有当声源到剪切层的距离大于4倍的目标声波波长时,即满足远场条件时,才与试验结果接近;最后,将剪切层修正方法应用于基于Beam-forming算法的传声器阵列的声源定位中,结果表明三维剪切层修正方法能够有效提高传声器阵列声源定位的准度。     

4m×3m风洞无人机模型振动抑制系统研制

在4m×3m低速风洞大展弦比无人机试验中,出现了纵向大振幅振动问题.通过试验观察和支撑系统的有限元计算,在不破坏风洞结构和不改变原模型姿态角变化范围的条件下,气动中心低速所研制了一套抑振装置.该装置成功应用于多个无人机型号试验,有效地抑制了纵向大振幅振动,提高了大展弦比无人机低速风洞试验数据的精准度.     

活动地板关键技术研究

目前对地面效应的研究以及地面效应大小的确定.在风洞中通常用两种方法模拟地面:固定地板、活动地板.用固定地板模拟地面时,由于存在地板边界层,不能真实模拟飞机近地飞行状况.采用活动地板模拟地面时,由于活动带的运行速度和方向与来流一致,在活动地板的表面上不产生边界层,可以真实模拟飞机近地飞行状况,提高地面效应试验数据的精准度.活动地板装置研制涉及很多关键技术,包括活动地板的结构形式选取、活动带材料的选择、活动带的张力控制技术、活动带工作面跳动抑制技术、活动带摩擦发热问题的消除等.介绍了开展活动地板关键技术研究所采用的试验装置、主要研究内容和研究结果,确定了开口风洞活动地板的结构形式和活动带材料,掌握了活动带跳动控制、活动带侧偏控制以及温度监控的控制方式和控制规律.     

φ3.2m风洞活动地板系统研制

目前在风洞中通常采用固定地板和活动地板两种模拟方法开展飞行器地面效应研究,确定地面效应影响量大小.采用固定地板模拟地面时,由于存在地板边界层,不能真实模拟飞机近地飞行状况.采用活动地板模拟地面时,由于活动带运行速度和方向与来流一致,在活动地板表面不存在边界层,可以真实模拟飞机近地飞行状况,提高地面效应试验数据的精准度.介绍了φ3.2m风洞活动地板系统的研制情况,对活动地板系统的组成、结构形式、主要技术指标等作了简要介绍.YF-16模型试验结果表明:φ3.2m风洞活动地板试验系统的性能指标达到了设计要求,活动带最大运行速度为60m/s;活动地板和固定地板两种模拟方法获得的地面效应试验结果存在较大差别,差别大小随地板高度和飞机姿态角变化而变化.     

基于声学风洞的麦克风阵列测试技术应用研究

根据声学风洞气动噪声试验研究的需求,介绍了一种适用于声学风洞试验的麦克风阵列测试技术,并针对声学风洞的特点,利用风洞射流剪切层修正方法,提高了麦克风阵列识别声源的精准度.通过数值仿真和在0.55m×0.4m声学风洞的试验研究,验证了麦克风阵列测试系统和麦克风阵列数据处理方法识别声源的能力.研究结果表明所采用的麦克风阵列测试技术可用于声学风洞试验.最后还采用36通道的麦克风阵列在0.55m×0.4m声学风洞开展了NACA23018翼型气动噪声试验研究,试验明显地观察到翼型后缘噪声,获得不同迎角下翼型的噪声特性.     

入口形式对进气道低速特性的影响试验研究

通过4种入口形式的进气道低速特性的典型试验结果,对不同入口形式的进气道低速特性及影响因素进行了分析。结果表明:小迎角下,头部式进气道能提供高的总压恢复系数和低的畸变指数,但对迎角变化较敏感;遮蔽式进气道的综合性能较好,有利于提高飞机在大迎角下的机动性能;它们分别适用于不同布局的飞机。     

5.5m×4m声学风洞在中俄民机起落架噪声特性及控制技术联合研究中的应用

以中国-俄罗斯民用飞机起落架噪声特性及控制技术联合研究中所使用的5.5 m×4 m声学风洞（FL-17风洞）为例，介绍了大型声学风洞在科研工作中的应用情况。首先介绍了FL-17风洞的研制历程与各项性能指标；然后基于中俄联合研究中的大尺度起落架气动噪声风洞试验，概述了起落架噪声相关领域的研究现状，以及利用FL-17风洞开展的起落架噪声机理与控制技术方面的研究内容与成果，如试验、数值模拟和噪声预测数据库，以及基于非常规截面方法和空气幕方法的起落架降噪技术等；最后，对于大型声学风洞的科研使用给出了一些经验和建议。