动力翼伞系统空投风场的辨识与应用

风场对动力翼伞系统的运动状态有着重要的影响,获得风场中风的速度和方向可以使动力翼伞系统利用或者消除风场的影响。针对风场辨识问题,通过分析动力翼伞系统在风场作用下的飞行特性,提出了一种基于动力翼伞系统在风中的飞行状态进行风场辨识的方法。该方法仅使用动力翼伞系统配备的全球定位系统（GPS）模块采集定位数据,计算获得动力翼伞系统飞行的速度和方向,根据风场与动力翼伞系统的动态关系,利用最小二乘法对风场进行在线辨识。为了保证辨识精度,由GPS获得的动力翼伞系统运动信息经卡尔曼滤波器进行滤波处理。仿真结果表明：该方法对风场有较高的辨识效果,并能辅助实现雀降。     

低速风洞双自由度大幅振荡试验技术

为满足国内战斗机型号研制对大迎角过失速机动过程中非定常气动力问题研究的需求,中国航空工业空气动力研究院在FL-8风洞开发了一套基于电液伺服马达和电机耦合驱动的双自由度大幅振荡试验技术。简单介绍了该系统的基本组成和试验原理,给出了FL-8风洞动态标准模型双自由度大幅振荡试验的典型结果,分析表明：该系统运行性能稳定,试验数据可靠,重复性精度较高,可以有效应用于飞行器双自由度耦合运动气动特性研究。     

基于Kriging模型的风洞应变天平静态校准方法

本文提出了一种基于Kriging代理模型的风洞应变天平静态校准方法。采用拉丁超立方设计的试验设计（DOE）方法选取校准加载点,以六分量组合加载技术为支撑,采用一阶回归基函数和EXP关联函数对校准数据构建Kriging模型,以电压信号增量和其他条件变量为自变量,通过Kriging模型对天平所受载荷进行预测。校准结果表明,与传统的OFAT（One Factor at A Time）校准方法相比,该方法具有相同的准度,加载点数量极大减少。将该方法应用于某矢量喷管推力测量天平的校准工作中,以通气流量和天平电压信号增量作为自变量,较好预测了喷管产生的推力,解决了传统校准方法难以克服的通气影响问题。     

2.4米跨声速风洞条带悬挂支撑试验技术研究

为提高大型飞机风洞试验时的支撑系统刚度、降低支撑气动干扰以及实现真实船尾后体流动的模拟,在2.4米跨声速风洞中建立了条带悬挂支撑试验系统.主要包括专用试验段、条带支撑机构、控制系统、天平设备、标模及半弯刀尾支撑机构研制等六部分.系统研制成功后,在2.4米跨声速风洞中开展了流场调试及标模试验,分别采用风洞试验和数值模拟方法获取了条带悬支撑的干扰量.在某飞机高速风洞试验中,采用条带支撑系统,获得了飞机模型的气动特性,并与尾撑试验结果进行了对比.以条带支撑为辅助支撑,得到了尾支撑干扰量,与腹撑试验结果进行了对比.研究结果表明,条带悬挂支撑系统具备型号应用条件,同期重复性精度高,在-2°≤α≤2°范围内,重复性精度满足σCL≤0.0012,σCD≤0.00013,σCm≤0.0005,标模试验结果与国外风洞试验相关性较好;条带支撑干扰试验结果与数值模拟吻合较好,低亚声速时支撑干扰量较小,在-4°≤α≤10°范围内,M=0.6时的支撑干扰量ΔCL≤0.005,ΔCD≤0.0008,ΔCm≤0.005.     

气体取样分析在脉冲燃烧风洞试验中的应用

针对脉冲燃烧风洞试验条件及超燃冲压发动机燃烧室出口流场环境,设计了用于脉冲燃烧风洞流场氧气组分浓度校核及发动机燃烧室出口气流组分分析的探针取样-气相色谱分析测量系统,并在此基础上完成了对取样探针内部流场特性及燃气化学反应冻结情况分析.分析结果表明,进入探针的气流被有效冷却,能够实现化学反应冻结.利用风洞试验气流进行了系统校核,系统控制方面能够满足脉冲风洞试验测量要求,所得到的气流中氧气含量测量值与理论值吻合较好,偏差小于5%,甚至低至0.4%.利用该系统对马赫数2.6来流条件、直连式燃烧室模型燃烧工况下,出口不同位置处燃气中O2、N2和CO2等主要气体组分进行了直接测量,并进而估算了各测点处的表观燃烧效率,获得了其变化情况,所得到的结果在一定程度上反映了燃烧室中燃料的分布情况.     

海上湿气对翼型气动特性的影响初探

研究高湿度空气对风力机翼型气动性能影响对海上风力机翼型优化、提高发电效率具有重要意义。首先采用组分输运模型数值计算湿空气条件下翼型升阻力特性,其次在组分输运模型基础上,考虑湿空气中水蒸气的凝结,建立用户自定义函数定义凝结体积源项,求解输运方程。对湿空气流过翼型表面气动性能的初步研究发现：升阻力系数随湿度变化而改变,不考虑凝结时,升阻力系数随湿度增大而减小,当发生凝结时,升力系数增加。翼型表面前缘点附近凝结流量最大,翼型表面凝结流量随湿度增大而增大,温度越高,凝结流量越大。     

热风洞中涡轮叶片温度场红外热像测量方法

提出了在热风洞中利用红外热像来测量涡轮叶片表面温度场的方法.针对热风洞特有的干扰因素,即石英玻璃窗口的透射比随着叶片表面温度变化以及燃气中的二氧化碳和水蒸气等组分参与热辐射所带来的干扰,在取得红外热像后按照燃气工况对温度场测量结果进行综合修正.考虑到叶片表面曲率的变化,通过几何上的变换重现了实际叶片表面上的温度场.结果表明:在热风洞的叶片温度场的红外热像测量中存在着110~140K的修正量.高温燃气环境中的红外热像测量结果必须按工况进行修正.      

采用新型基准流场的高超内收缩进气道试验研究

由于新型变中心体基准流场具有压缩效率高、反射激波弱的优点,采用该基准流场设计了矩形转圆形内收缩进气道,在设计点马赫数Ma=6.0进行了风洞试验研究。试验中得到了进气道压缩面的沿程压力分布、隔离段出口皮托压分布等参数。通过和数值模拟对比分析,结果表明：进气道外压段的压力分布明显具有先增大后减小的特征,内压段的压力分布具有两级爬升的特点,且压升较小,流场结构较好。由于内压段流场激波强度弱,进气道总压恢复系数较高,达0.518,并产生了52倍的增压比,其抗反压能力在144倍以上。试验研究表明,采用新型变中心体基准流场能改善矩形转圆形内收缩进气道的内压段流场及隔离段流场,并能有效提高进气道的总压恢复系数。     

临界雷诺数区准椭圆形覆冰导线风压特性研究

采用刚性模型进行测压试验,得到了不同雷诺数下准椭圆形覆冰导线的风压分布规律,通过对比平均风荷载、脉动风荷载及风荷载谱等参数,分析了雷诺数对风荷载以及横风向驰振稳定性的影响。当雷诺数达到临界区,与亚临界区的对应值相比,平均阻力系数下降、平均升力系数随风向角变化幅度大且在某些对称工况产生横风向平均升力系数;平均风压系数分布对风向角等参数更为敏感。旋涡脱落由亚临界区的规则脱落变为不规则脱落,周向风压相关性减弱,特征频率消失。临界区内平均升力系数急剧的下降段使得结构更易发生横风向驰振。     

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。