基于非接触测量技术的低速风洞连续扫描试验技术研究

基于Optotrak非接触光学测量系统,建立了风洞试验模型三维姿态角测量方法,实现了模型姿态角的高精度、实时、外触发时钟同步测量。基于该方法测量模型三维实时姿态角,在FL-14低速风洞开展了张线尾撑下YF-16飞机1∶9标模纵、横向连续扫描测力试验。试验结果表明,在0.3°/s的扫描速率下,连续扫描与步进试验数据比对一致性好,各气动分量同期重复性达到国军标合格或先进指标。连续扫描试验获得了更为详尽完整的气动特性信息,同时显著提升了试验效率。     

基于非接触测量技术的低速风洞连续扫描试验技术研究

基于Optotrak非接触光学测量系统,建立了风洞试验模型三维姿态角测量方法,实现了模型姿态角的高精度、实时、外触发时钟同步测量.基于该方法测量模型三维实时姿态角,在FL-14低速风洞开展了张线尾撑下YF-16飞机1:9标模纵、横向连续扫描测力试验.试验结果表明,在0.3°/s的扫描速率下,连续扫描与步进试验数据比对一致性好,各气动分量同期重复性达到国军标合格或先进指标.连续扫描试验获得了更为详尽完整的气动特性信息,同时显著提升了试验效率.     

涡扇动力模拟短舱反推力校准试验技术

为满足大飞机的反推力风洞试验需求,中国空气动力研究与发展中心发展了涡扇动力模拟短舱反推力校准试验技术。在FL-12风洞建立了反推力校准试验平台,利用推力天平测量反推力短舱实际推力,通过空气桥减少高压供气管路对天平测量影响,通过安装在短舱进口和喷口之间的隔板解决短舱进排气对风洞气流的诱导及反向喷流被短舱重新吸入的问题。发展了反推力校准试验方法和试验数据修正方法。为验证反推力校准试验技术可靠性,分别在FL-12风洞和FL-13风洞开展了某型号反推力校准试验和全机反推力风洞试验,试验结果表明:随排气压比增大,反推力短舱流量和速度的计算值与标定值之间的差异逐渐减小;校准试验精度优于0.5%,满足反推力风洞试验对校准试验的精度要求。      

旋翼翼型动态风洞试验技术研究

旋翼翼型的设计优化及性能确定亟须建立并发展翼型动态风洞试验技术。通过动力学仿真与结构优化设计,基于FL–11低速风洞研制出旋翼翼型两自由度动态试验装置,可实现俯仰/沉浮单自由或两自由度耦合运动,最高振荡频率达到5 Hz;基于FL–20连续式跨声速风洞研制出旋翼翼型高频高速动态试验装置,最高振荡频率达到17 Hz,试验最高雷诺数为5×106,模拟参数包线满足真实直升机参数要求;基于FL–14低速风洞研制出大尺度旋翼翼型动态试验装置,翼型模型弦长为800 mm,试验最高雷诺数达到4×106。完善了旋翼翼型动态试验精准测试相关技术,并开展了验证性试验,试验数据规律合理、量值可靠,表明试验系统及相关测试技术具有较高的可靠性,可为旋翼翼型动态气动特性试验评估提供重要的设备平台和技术支撑。