超低速翼型升阻特性实验研究

本文介绍了用我们设计的一种翼型升阻特性实验台来做翼型升阻特性窘验的情况。包括实验方案、设备的主要结构和实验结果分析。通过本实验，可以测得某一特定实验机翼的升力特性和阻力特性。     

Stewart六维力/力矩传感器弹性体的设计分析

分析了六维力／力矩传感器弹性体结构;提出了基于Stewart平台的球形连接分体式弹性体的设计方案;对Stewart平台的六维力弹性体结构进行建模,用有限元方法做单维力和力矩的加载求解;经数值分析得到应力与应变的分布,从而求解出最大受力分布点,经线性变化得到输出与载荷之间的传递矩阵,并求解出六维力大小;调整上下平台夹角α,β,半径R1,R2及杆长L等参数,对传感器结构参数进行设计,列出设计数据表为Stewart六维力传感器结构参数的设计提供了参考依据。     

基于定子磁势闭环控制的无刷直流电机空间矢量无位置传感器起动新方法

针对无位置传感器的永磁无刷直流电机开环起动转矩脉动大、起动成功率低的问题,分析了基于三三导通三相逆变器的电压空间矢量调制(Space vector pulse width modulation,SVPWM)控制,并推导了三相星形连接下的定子合成磁势矢量与电流最大相磁势矢量的关系。在此基础上,提出了一种在前级增加定子磁势调节的起动控制策略并对其进行简化。该起动算法不依赖于电机转子凸极性和初始位置,并有效控制了起动电流大小和抑制了起动转矩脉动,电机开环起动性能比传统的升频起动显著提高。最后通过仿真和实验验证了该起动控制算法的有效性。     

基于测力和测压试验的气动导纳识别结果比较

气动导纳是大跨度桥梁抖振分析的重要参数,通常通过格栅湍流场测力或测压风洞试验进行识别。然而,测力试验中天平和节段模型系统的固有振动和测压试验中测压管路系统的频响效应都会对气动导纳的识别结果产生影响。本文通过格栅湍流场测力和测压试验、采用抖振力自谱和抖振力脉动风交叉谱综合残量最小二乘法识别了准平板断面的气动导纳,其中,在基于测力试验的气动导纳识别中考虑了模型抖振力跨向不完全相关效应的影响,在基于测压试验的气动导纳识别中考虑了按Bergh-Tij deman理论公式修正或者不修正测压管路系统频响特性影响的2种情况。在此基础上,通过考察气动导纳实验识别结果之间的差别及其与平板断面气动导纳理论解Sears函数之间的差别,研究了天平模型系统固有振动以及测压管路系统频响效应对识别结果的影响。结果表明:天平模型系统的共振会显著放大气动导纳的识别结果;而由于测压管路的固有频率一般要显著高于天平模型系统的固有频率,因此,与基于测力试验得到的气动导纳相比,基于测压试验所得气动导纳总体上更加合理,可用导纳的折算频率范围更广。此外,在一般大跨度桥梁抖振分析所关心的折算频率范围内,考虑测压管路频响特性修正后,气动导纳有一定降低。     

基于CEM方法的直升机RCS计算及参数分析

为提高直升机雷达散射特性预估的准确性,建立了目标雷达散射特性分析的计算电磁学方法(Computational electromagnetics method,CEM),并开展了结构参数对雷达散射截面(Radar cross section,RCS)特性影响的研究。以微分形式的Maxwell方程作为电磁特性求解的控制方程,电磁计算网格采用Yee元胞的技术生成,对控制方程进行时间和空间的中心差分格式离散。应用完全匹配层(Perfect matching layer,PML)技术作为吸收边界条件,并与基于等效原理的近远场外推法相结合,建立了直升机RCS的高精度数值方法。分别采用二维无限长导体圆柱和三维金属立方体作为验证算例,结果表明CEM方法比高频方法具有明显的高精度特点。在此基础上,研究翼型厚度、弯度、桨叶片数对旋翼雷达散射特征的影响机理和变化规律,同时计算机身不同结构布局参数下的RCS特性,分析短翼和平尾对机身强散射特征的影响规律。研究表明:桨尖是旋翼的重要散射源之一,采用薄翼型桨叶能有效改善旋翼的雷达散射性能,短翼和平尾会在不同角域内增加机身的雷达散射截面,在直升机隐身设计中需要重点考虑。     

近耦合鸭式布局鸭翼展向零质量射流控制技术实验研究

结合鸭式布局和机翼展向吹气的优点,采用鸭翼展向零质量射流间接涡控技术提高战斗机大迎角和过失速机动性能.其主要利用鸭翼涡与主翼涡之间的有利干扰,零质量射流直接增强鸭翼涡,同时间接增强主翼涡.本文利用低速风洞测力测压实验,研究展向零质量射流对近耦合鸭式布局增升影响规律.在不同雷诺数下,通过改变零质量射流的频率来揭示零质量射流与鸭式布局气动力之间的关系.本研究为新一代战斗机研制提供一定的技术储备.     

MRTD方法的色散特性分析和电磁散射应用

将基于Daubechies尺度函数的时域多分辨(Multiresolution time-domain,MRTD)方法应用于三维目标的电磁散射和雷达目标特性分析中,并对其Courant稳定性条件和色散特性进行了分析.在入射波引入方面,提出应用总场/散射场技术,在连接边界周围定义一些"修正区域",并推导出一系列"修正区域"内的迭代公式,把入射场作为"连接边界条件"引入到计算区域.理论分析和实验结果表明,基于Daubechies尺度函数的MRTD方法和入射波引入方法是有效的,且与传统的FDTD方法相比,MRTD方法在保持计算精度的前提下能够节省计算资源.     

电磁波在等离子体高温气体中传输特性实验研究

针对高超声速飞行器头身部形成的等离子体鞘套对通信的影响,在中国空气动力研究与发展中心的粉末激波管上开展了电磁波在等离子体高温气体中传输特性的实验研究.实验中获得了等离子体气体中的电磁波透射率、电子密度和碰撞频率.实验结果表明:X波段和Ka波段电磁波在高激波马赫数Mas=16.1、1区气体压力P1=1200Pa的激波管实验状态下产生的厚度80mm等离子体高温气体中能量衰减大于30dB,难以传输;X和Ka波段电磁波在激波马赫数Mas=15 9、1区气体压力P1=80Pa的激波管实验状态下产生的厚度80mm等离子体高温气体中能量衰减大于30dB,难以传输;X波段和Ka波段电磁波在激波马赫数Mas=10.1、1区气体压力P1=80Pa的激波管实验状态下产生的高温等离子气体中平均传输损耗较小,可以进行有效传输;Ka波段电磁波在激波马赫数Mas=8.9、1区气体压力P1=1200Pa的激波管实验状态下产生的厚度80mm等离子体气体中平均传输损耗小于1dB,可以进行有效传输.实验得到的等离子体高温气体中的电磁波透射率、电子密度和碰撞频率与理论计算值基本一致.     

用直接测力方法进行软质翼型的气动特性研究

在西北工业大学NF-3低速风洞运用翼型气动力直接测量的方法对软质翼型进行风洞试验研究,对比了软、硬质翼型模型的试验结果.结果表明:软质翼型模型与硬质翼型模型在相同风速下具有不同的气动力特性.在一定风速下,软质翼型模型的表面会发生变化,从而影响了气动力.由于该影响非常复杂,因此在研究软质翼型模型的气动特性时进行风洞试验是必要的.     

3-DOF转动柔索驱动风洞机构的力雅可比矩阵

简要概述了柔索牵引并联机器人在国内外的研究和发展现状,提出一种新颖的基于5根柔索牵引并联机器人的三自由度转动角度机构及测力一体化风洞试验装置。应用并联机构基本理论研究了机构的运动学逆解。依据空间解析几何理论,直接推导出在各柔索安装单分量力传感器时模型的感、测力变换雅可比矩阵。最后给出了数值算例,验证了该装置应用于风洞测力试验的有效性,为该测力装置应用于风洞试验奠定了基础。