喷流反压模拟技术及在高超声速进气道实验中的应用

为研究高超声速进气道的反压特性以及不起动/再起动特性,提出了一种凹腔喷流反压模拟技术,在实验过程中通过控制阀门的开度可方便地且迅速地调节进气道的出口反压.利用该技术,还对一种马赫数为7级的轴对称高超声速的反压特性及不起动/再起动特性进行了研究,展示了该技术的实用性.结果表明:(1)所提出的凹腔喷流技术可在进气道下游形成较为均匀的、可控的背压环境,因此可用于进气道的反压特性研究;(2)适当调节凹腔的喷流总压,并在实验中实时控制阀门的开度,凹腔喷流技术能够在较短的风洞实验时间内(约8 s)实现进气道起动、不起动、再起动流态之间的切换,因此可用于进气道的不起动/再起动特性研究.      

专家-模糊PID在低速风洞风速控制系统中的应用

介绍北京航空航天大学D-4低速风洞风速控制系统的结构、控制原理和性能特点.为了解决低速风洞风速控制系统建模困难、控制系统复杂、易受外界影响,且自身参数时变不确定、控制难度大的特点,采用了模糊PID调节算法结合专家判断组成专家-模糊智能控制器的方法控制风速.现场调试运行结果表明:这种方法解决了常规PID不能在线进行参数自整定的问题,不仅具有PID控制器高精度的优点,又具有模糊控制器快速性、稳定性、鲁棒性高的特点,并且具有良好的动、稳态特性,可满足低速风洞风速控制要求.      

带缝翼多段翼型气动特性的实验研究

首先对测力和测压两种翼型的实验方法作了对比研究,在此基础上用测压法对多段翼型前缘缝翼气动特性进行了实验研究.结果表明,测力和测压两种方法均可用于翼型的实验研究,前缘缝翼缝道的不同构型对多段翼型的增升效果和气动效率(升阻特性)都有极大的影响.具有前缘缝翼最佳优化缝道多段翼型的最大升力系数CL max可达3.900,失速迎角α为31°,它比普通缝道多段翼型的最大升力系数(2.790)增加了39%,失速迎角增大了23°.     

停车迫降中风速对四转弯改出高度的影响

以微分形式,推导出了在停车迫降中,逆风会使下滑距离缩短、飞机四转弯改出位置后移两种情况下四转转改出高度的增量公式及计算方法,通过实例进行了定量分析,给出了逆风使下滑距离缩短和航线四转弯改出位置后移而使四转弯改出所需高度增加的一般规律,为成功实施迫降,保证飞行安全,提供了准确的理论依据。     

鸟撞高速摄影试验与过程研究

研究鸟撞问题时,一个很关键的问题是鸟撞载荷力学模型的建立.对飞机风挡进行全尺寸鸟撞试验,通过对鸟弹撞击风挡玻璃过程高速摄影、动态应变测量等试验结果的分析,提出了斜撞击过程的鸟撞载荷可以简化为三角形脉冲的简化分析模型,利用该简化载荷模型对风挡玻璃鸟撞进行的有限元分析,结果和试验结果很好地相符.      

飞机的气动伺服弹性横侧向风洞试验研究

通过飞机模型的气动伺服弹性横侧向风洞试验验证飞机气动伺服弹性稳定性,及稳定裕度分析方法的可靠性.对试验模型,试验子系统,实现试验的方法及试验结果进行了讨论.在模型试验技术上,如模型的支持系统,有关控制律的相似方法,液压控制系统,试验的计算机控制等都作了详细的论述.试验的结果可应用于飞机工程实际,它表明目前的气动伺服弹性分析方法是可信的,并将在进一步研究中改进.      

前体非对称涡Re效应初探及其风洞模拟技术

对不同长细比(11和6.15)的细长旋成体模型在低速风洞中完成了亚临界和 临界雷诺数(Re)的测压实验研究.结果表明,只要后体尾部截断至离二涡区足够远,就不会影响由前体二涡主控的多涡系结构,并且头部扰动与非对称涡响应之间的相关关系也保持不变,这为在常规低速风洞中通过增大旋成体直径、减小长细比来扩大Re实验范围提供了实验依据.基于此技术,临界Re下低速实验结果表明细长旋成体在层流和转捩分离区的截面压力分布有明显的区别,导致在临界Re内的侧向力较亚临界显著减小,而且头部扰动对背涡流动的主控作用明显减弱,单孔位微吹气扰动主动控制技术不再适用.      

直升机砂尘环境试验风洞的温度控制及仿真

 直升机砂尘环境试验风洞内部的热负荷变化范围较大,高低热负荷工况下需要采取不同的调温措施,为了简便地解决其温度控制难题,在对其温度变化进行动态特性分析与建模的基础上,提出了一种引入风速协调因子的砂尘环境试验风洞温度控制策略,并对其控制效果进行了仿真研究,仿真结果表明这一控制策略能在不同的热负荷条件下有效协调加热与制冷两种作用相反的控制措施,并将风洞内的温度控制在要求范围内。     

中等后掠机翼平面参数设计与实验研究

采用Euler数值计算方法,对60多种中等后掠角及展弦比的切尖菱形机翼、双三角机翼纵向气动力特性进行了计算、分析和比较,从中筛选出16种切尖菱形机翼、14种双三角机翼进行了全机高速风洞实验研究,给出了机翼的展弦比、前缘后掠角、根梢比(后缘前掠角)及几何扭转变化对全机升力、阻力及俯仰力矩的影响曲线和数据分析,在此基础上提出了用于定量估算两类机翼纵向气动力特性的关系式及修正因子。本文研究结果为建立战斗机机翼气动力设计数据库及飞机气动布局设计提供了实用的数据和设计参考。     

Experimental investigation on a cavity-step-actuated supersonic oscillating jet

Wind tunnel testing is conducted at different back pressures in a vacuum-type wind tun-nel for a novel supersonic fluidic oscillator which consists of a two-dimensional Laval nozzle, a rect-angular cavity and a backward step, to obtain its characteristics and the conditions for jet oscillating. The experimental results show that periodic asymmetrical flipping of the supersonic jet appears over certain nozzle pressure ratio (NPR) range according to schlieren visualization and pressure fluctuations. The jet flipping appears only when the jet is over expanded. The normal-ized average amplitude of the lateral pressure difference acting on the roofs of the cavity and the step varies around 0.2 while the periodic flipping appears. The supersonic jet periodic flipping fre-quencies obtained from the experiments agree well with those from the modified Rossiter mode for cavity-step acoustic resonance, but further investigations are needed to discover the underlying mechanism for the jet flipping.