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新一代导弹具有大空域宽速域等特点,飞行环境的剧烈变化及自身长细比结构特性,导致导弹的弹性振动模态参数变化范围大,传统的固定参数陷波滤波器难以适应这种剧烈的参数变化。本文提出了一种自适应弹性振动抑制算法,首先通过调制滑动傅里叶变换算法对速率陀螺的输出信号进行时频分析,实时辨识出各阶弹性振动信号的频率和幅值,并根据辨识结果设计了一种陷波滤波器参数在线整定方法,从而保证陷波滤波器能快速准确滤除弹性振动信号。仿真实验结果表明,该算法能够快速有效地辨识出弹性振动信号,并且对于频率突变和频率线性变化的非平稳信号也有较好的适应能力,能够满足实际工程需求。 相似文献
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目前先进跨声速风洞试验段多采用槽壁形式,而国内对槽壁干扰的认识较少,尚未进行过槽壁干扰的评估和修正工作。本文基于理想槽壁均匀边界条件和经典方法,利用先进构型民机标模对槽壁干扰特性进行了评估和修正,在验证方法准度的基础上,对比分析了国内2.4 m跨声速风洞和欧洲跨声速风洞(ETW)槽壁干扰的差异和规律。结果表明,修正后的试验数据与ETW参考数据吻合较好,修正量、干扰因子与ETW评估结果一致。与传统孔壁试验修正方法相比,本文方法原理清晰,计算简便、快速,可方便应用于其他类似槽壁风洞中,可作为壁压信息法的辅助手段以提高国内试验数据质量,并为国内先进跨声速风洞的设计和调试提供借鉴。 相似文献
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针对当前高速飞行固体粒子在低温段测温困难的问题,提出了一种基于激光诱导荧光的固体测温方法来显示高速粒子飞行过程中的温度变化过程。使用掺杂罗丹明B染料的醋酸纤维粒子的600 nm荧光信号和激光的532 nm信号之比,能进一步排除激光光强波动对测温结果的干扰。对固体荧光粉末在20~80 ℃温度下的光谱学特征进行分析,研究发现:系统的荧光信号强度、温度灵敏度(80 ℃下温度系数为-0.012 5 ℃-1,20 ℃下温度系数为-0.037 9 ℃-1)、测量精度均随温度的下降显著上升,验证了该方法在低温段温度测量的应用潜力。基于该方法对高速气流下粒子撞靶的温度变化规律进行定性分析。 相似文献
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介绍了新研制的2.4m跨声速风洞槽壁试验段调试情况及流场校测结果.结果表明:该试验段边界层厚度、消波特性等满足使用需求,具有较大的流场均匀区,在M数为0.30~1.00范围内的核心流场M数分布均方根偏差满足GJB1179-91高速风洞与低速风洞流场品质规范合格指标要求,部分马赫数的均方根偏差达到或接近先进指标要求,可投入型号试验.槽壁试验段的成功研制提高了2.4m跨声速风洞承担大型飞机试验任务的能力,在中国大型飞机工程气动设计中将发挥重要的平台作用. 相似文献
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以Ty-154标模为研究对象,分别对其有、无假条带干扰进行试验,获得了条带支撑干扰量。采用嵌套网格方法,数值模拟了条带对Ty-154标模的干扰作用。结合试验与数值结果,分析了支撑干扰产生的机理,探讨了条带支撑对模型局部细节的一些破坏可能产生的影响,并与尾、腹支撑干扰特点进行了对比。数值模拟与试验结果吻合较好,研究方法可靠性高。结果表明:条带支撑对CL干扰很小,使得CD增大约0.0005,并产生一个较小的抬头力矩干扰,较尾、腹支撑优势明显;Ma>0.9时,条带干扰量增大,干扰规律不定;动带机身开槽及定带转轴对试验结果影响都很小。 相似文献
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分析了大型飞机在高速风洞中常用的支撑形式(尾支撑、腹支撑和条带支撑)的干扰特性,比较了尾支撑干扰试验中辅助支撑装置的二次干扰量,为大型飞机高速风洞试验的支撑选择提供了参考依据。以Ty-154标模为研究对象,基于结构嵌套网格,通过数值求解Ty-154标模有、无支撑的气动特性获取了相应的支撑干扰量,分析了支撑干扰产生的机理。通过数值模拟尾支撑、腹支撑和条带支撑的组合状态,探索了辅助支撑装置的二次干扰影响。结果表明:数值模拟与试验结果吻合较好,研究结果可靠性高;尾支撑对试验模型的阻力和俯仰力矩系数干扰较大,条带支撑对试验模型的升阻特性干扰较小,腹支撑对试验模型的阻力系数干扰较大,对俯仰力矩系数干扰较小;Ma0.9时三种支撑形式的干扰量均迅速增加,腹支撑形式的干扰量增加最为剧烈;在尾支撑干扰修正试验中,腹支撑与条带支撑引起的二次干扰量均很小,工程应用可忽略。 相似文献
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实体鼓包改进超临界翼型跨声速气动特性研究 总被引:1,自引:1,他引:1
采用风洞试验手段,初步研究了高速试验条件下二元翼型加载的实体鼓包高度、形状、安装位置等多方面因素对其减阻特性的影响,结果表明,实体鼓包可以减小阻力系数,在某些特定情况下(一般为中高升力系数情况下)可明显提高升阻比;实体鼓包的最佳应用场合是中高升力系数情况,小升力系数情况下不宜采用实体鼓包,如采用,则应使用较小的最大高度。为充分发挥实体鼓包的减阻作用,并且不至于因此导致气动性能的下降,最佳方法是采用自适应实体鼓包,根据需要随时改变其位置和高度。 相似文献