70kN载荷应变天平校准系统研制进展

研制了70kN量级的应变天平校准系统,以满足2m量级高速风洞测力试验天平的静态校准需求。70kN载荷应变天平校准系统基于传统的单元校准方法,采用四自由度复位式体轴系自动校准方案,加载力源为标准砝码,采用砝码独立控制技术的自动加载装置实现天平校准载荷的自动加载。砝码产生的重力通过双十字铰链施力定位装置和刚性加载头准确地传递到天平上,无间隙复位传动机构可以保证天平的精确复位。建成后的校准系统可满足20～70kN量程范围的杆式天平和环式天平等不同类型天平的校准需求。     

假人空投试验六分量天平研究

依据救生伞假人空投试验中六分量应变天平的工作条件与载荷特点,确定了天平的设计载荷并完成了结构设计。针对实际应用中天平各种极限载荷情况,计算了天平各弹性元件的安全系数。对天平应力场进行了有限元分析,获取了天平整体应力分布状况。进一步对传统计算结果进行了验证,为天平结构设计提供了理论依据。     

一个全自动的风洞天平校准系统

介绍了一个由计算机集中的控制的,具有大载荷,体轴系,高精度和全自动功能的ＢＡＳＣ１５００风洞天平自动校准系统的组成部分,主要技术特点和性能以及实际应用结果。     

高超声速风洞多天平测力试验技术研究

在同一次试验中通过安装多台天平测量多个部件气动力,可以更加详细地了解飞行器的气动特性,并可以降低试验成本、提高试验效率。多天平测力技术在亚跨超声速风洞中应用已经非常成熟。但是,在高超声速风洞中,由于模型尺寸小、来流温度高,多天平的布局比较困难,所以目前国内在高超声速风洞中进行的多天平测力试验相对较少。为满足型号研制的需要,在 CARDC 超高速所的Φ1m 高超声速风洞上开展了多天平测力试验技术研究。选取某飞行器的3个控制舵为研究对象。针对试验模型径向尺寸小,而轴向尺寸相对较大的特点,确定采用铰链力矩天平轴线与测量舵转轴互相垂直的“纵轴式”布局方式;采用合理的小型化六分量天平结构形式,升降舵天平测量元件的长、宽、高尺寸为20mm×20mm×25mm;为更加真实地模拟天平的工作状态,设计了专用的加载头,并采用单元加载和组合加载相结合的方法进行校准,校准结果表明,天平主要分量的静校准度均在0．7％以内;在采取温度补偿措施之后,零点漂移明显减小;采用了天平-舵偏角变换装置一体化设计,有效提高了定位和安装精度。在Φ1m 高超声速风洞上开展的 Ma＝5条件下的风洞试验结果表明,采用的多天平测力试验技术是可行的,可以应用到高超声速风洞测力试验中。     

飞船返回舱再入阶段高超声速六分量测力试验研究

介绍了在气动中心超高速所激波风洞中进行的飞船返回舱再入阶段高超声速六分量测力试验研究以及马赫数、雷诺数变化对返回舱外形纵向三分量气动特性的影响研究。在试验方案和天平设计中提出和采用了“5 l”方案，即五分量主天平和单分量滚转力矩天平实现六分量测量，模型分段连接使大轴向力对小滚转力矩测量的干扰降至最低。为考核该方案的可行性，还进行了一系列验证性试验，如对比性试验和缝隙影响试验，试验研究结果表明：采用该方案是可行的，成功地测量出了返回舱模型上的小滚转力矩。     

激波风洞重模型气动力试验研究

在激波风洞上进行气动力试验时,风洞启动时巨大的冲击载荷使模型-天平受到充分的激励,从而形成惯性干扰力,并与真实气动力混杂在一起,甚至完全覆盖气动力,降低了试验精准度,使得试验模型的质量受到极大的限制。本文介绍了CARDC-dia.2米激波风洞进行大、重模型的压电天平气动力试验研究情况,包括天平设计、天平校准、惯性补偿和风洞试验等几个方面。研究结果表明:气动力试验模型质量可从过去的500g增加到8kg,模型长度可达1m。从而提高了激波风洞测力试验能力,能满足高超声速飞行器试验的需求。     

压敏漆测量三角翼模型气动载荷的超声速风洞实验

采用压敏漆在超声速风洞中测量三角翼模型气动载荷,得到了应用压敏漆测压与天平测力相结合获取的三角翼模型气动载荷对比实验结果。简述了压敏漆原理、标定、试验设置和数字图像数据处理方法。由于尺寸限制,模型没有开设测压孔。对三角翼模型进行了数值计算,对试验和计算得到的结果进行了比较分析。     

美国电磁干扰与敏感度测试、微波射频工程设计软件及声光技术动向——出国技术考察报告

主要介绍电磁干扰(EMI)/电磁敏感度(EMS)、微波/射频工程软件及光电偏转技术等三个方面的技术考察内容,顺便介绍其他有价值的信息。     

两台新型天平研制

本文介绍了用于某重点型号风洞实验的两台特种天平的研制以及在研制过程中各种技术难点的解决方法。     

尾旋预测技术

研究了旋转气流环境中快速鉴定飞机气动特性的兰利尾旋风洞中的旋转天平设备。设计者为获得机内旋转天平数据图表，预测稳定尾旋模型并同时获取数据，可在现场研究高抗尾旋形态，如果尾旋特性用于特技飞行或训练，就可演示所希望的尾旋特性。旋转天平数据也用于计算随时间变化的最初阶段、发展阶段和改出尾旋阶段。本文介绍和讨论这些尾旋分析技术：旋转天平数据评价，稳定尾旋平衡预测，大角度、六自由度随时间变化的计算。