基于NSGA-Ⅱ算法的机翼风洞模型静强度试验加载方案优化设计

针对机翼风洞模型的静强度试验,提出一种基于NSGA-Ⅱ算法试验加载方案的优化设计方法,包括加载布局的设计和试验载荷的多目标优化设计。加载布局的设计中引入控制剖面的设置,并在此基础上建立试验载荷的多目标优化设计模型,以控制剖面内的剪力、弯矩和转矩误差为优化目标,以静力等效原则和误差最小要求为约束条件,并以CHN-T1标模为例,基于NSGA-Ⅱ算法进行多目标优化模型的求解,算法采用可行性法则处理约束条件。最终求解出最优的试验加载方案并进行方案的有限元仿真验证。结果表明:试验方案与流固耦合下的理想试验的最大等效应力、应变值和变形位移的误差均小于6%,经优化设计的加载方案较好地模拟了气动载荷。

风洞模型-支撑系统多维振动特性辨识与试验研究

针对风洞模型-支撑系统振动特性不明导致控制有效性差的问题,首先基于风洞模型-支撑系统的结构与原理,设计了系统振动特性辨识整体方案;其次建立了系统的等效动力学模型,通过引入动刚度对系统的俯仰、偏航维度振动特性进行了理论分析;进而提出了“正弦扫频-频谱细化-频响函数”振动特性辨识方法,并依据辨识结果建立了振动状态估计模型,将其引入控制闭环形成了基于辨识的控制方法;最后开展了脉冲响应试验与锤击试验,并对比了传统方法与基于辨识的控制方法的抑振效果。试验结果表明:俯仰、偏航维度频率响应辨识结果的均方根误差分别为0.084 0 g/V、0.007 5 g/V;且基于辨识的控制方法相较于传统控制方法将俯仰、偏航维度的等效阻尼比分别提升了1.48倍、3.00倍,具有明显优势。

HHT风洞模型送进机构液压系统设计及仿真

结合HHT风洞模型送进机构实际工况及运动误差设计指标,设计一套可驱动HHT风洞模型送进机构实现快速送进、姿态调整、精确定位等功能的液压系统,并对其工作原理进行说明。结合实际应用模式计算系统流量,对关键液压元件进行选型。基于MATLAB/Simulink软件成熟的液压零件库建立液压系统仿真模型,通过仿真分析可知,该液压系统控制风洞模型沿X轴和Y轴运动时,具有良好的响应性能,定位精度满足设计要求。

视频测量方法在风洞模型姿态角测量中的应用

在现代的风洞模型试验测量中,角度测量误差所引起的阻力系数误差大约占总阻力系数误差的1/4,准确地测量模型的实际角度是提高数据准确度的一个重要因素。应用视频测量原理,通过图像处理的方法动态实时采集计算模型的实际角度值,模型角度的测量精密度可达0.01°,测量准确度可达0.015°。测量速率每秒25次。

风洞模型自由翻滚试验技术

风洞模型自由翻滚动导数试验技术是为满足航空航天飞行器 0°～ 36 0°全迎角范围内的动导数测量及产生极限环振动现象研究之急需而研制的。该项试验技术研制了 0 .6m跨超声速风洞和 0 .5m高超声速风洞采用液体轴承支撑的自由翻滚试验装置 ;研制了高精度的角度测试系统与系统建模的大迎角非线性数据处理技术。

风洞模型静弹性变形对气动力影响研究

介绍了一种基于模型变形视频测量系统和计算空气动力学研究静弹性变形对气动力影响的方法。利用模型变形视频测量系统获取模型在气动载荷作用下的静弹性变形,驱动模型表面网格运动,得到模型变形后的表面CFD计算网格。CFD计算变形前后网格外形下的气动力,研究模型变形对模型气动特性的影响。对一大展弦比连接机翼的测量与计算结果进行了分析,分析结果表明:模型变形对升力系数影响最大发生在升力线性变化的最大迎角附近,模型变形对阻力系数影响最大发生在失速迎角附近,模型静弹性变形对气动力的最大影响量远远超出风洞测力实验的精度指标,因此开展风洞模型静弹性变形影响研究与修正是十分必要的。

考虑弹性变形的光敏树脂风洞模型设计方法

为减小光敏树脂刚度较低引起的模型变形对风洞气动力试验数据的影响,提出一种考虑弹性变形的光敏树脂风洞模型设计方法。采用气动弹性数值计算的方法对光敏树脂模型在空气动力作用下的变形进行预测,基于数值计算的变形修正模型的原始外形,获得树脂模型的制造外形,使制造外形的模型在气动力作用下变形后的外形与原始外形相同,从而消除树脂模型弹性变形的影响。基于该方法和大展弦比机翼剖面刚性不变形假设设计出6套F4模型的制造外形,通过快速成形设备进行制造,并在FL-21跨声速风洞中进行验证试验。试验数据表明,在设计点时,4#、5#、6#模型的升力系数CL与国外风洞数据吻合较好,1#、2#、3#和5#模型的俯仰力矩系数Cmy与国外风洞数据吻合较好;在非设计点时,模型的CL和Cmy与国外数据偏差较大;同国外风洞试验雷诺数的差异使阻力系数比国外风洞试验的阻力系数大。因此,在设计点时考虑弹性变形的方法可以明显改善光敏树脂风洞模型的气动力试验数据精度。

光固化快速成形飞机风洞模型制造方法

用光固化快速成形的方法制作飞机风洞模型,研究了其中的数据处理、制作方法、装配结构等问题,以提高光固化原型的制造精度和使用性能。针对光固化树脂材料强度不足的问题,提出了树脂-金属复合镀层方法,以提高力学性能。

高速风洞模型自由飞试验技术

风洞模型自由飞试验是介于普通风洞试验和飞行试验之间的一种特种风洞试验技术。本文对高速风洞模型自由飞试验技术的发展现状做了介绍,对风洞模型自由飞试验技术的共性特点,及其不同的子技术——普通模型自由飞试验、多体分离风洞自由飞试验及高速风洞投放模型试验——三种子技术之间的差异及各自所适用的应用领域进行了总结。其共性特点是:没有支撑干扰,能够实现模型在风洞中的自由飞行;能够实现对分离瞬间瞬态气动力的模拟;试验的重复性较普通风洞试验要差。三种子技术在共性特点基础上又具有不同的特点:其中普通风洞模型自由飞试验主要应用于飞行器动稳定性问题研究,多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验则是应用于飞行器各类多体分离问题,而由于试验技术的差异,使得多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验技术在具体的多体分离问题的应用范围上又有所不同。

基于立体视觉的风洞模型姿态测量方法

探讨一种基于立体视觉的风洞模型姿态测量新方法。在模型壳体上安装一个可生成2根双向准直激光束的合作目标,然后将模型安放在两个幕墙之间。投射在幕墙表面的激光束生成4个指示光斑,借助于立体视觉技术测量出每个指示光斑在世界坐标系内的3D坐标,然后根据向量的坐标变换原理确定风洞模型的姿态。给出了确定模型姿态的解析表达式,此外在实验室环境下对该方法作了验证,初步的实验结果表明:当幕墙间距约为6m时,姿态角的最大测量误差不超过0.05°。

飞行器风洞模型的快速制造技术

基于快速成型技术,提出了飞行器风洞模型的快速制造技术方案。通过研究测压风洞模型的尺寸补偿、孔道设计及结构布置规律,发展了孔道一体化测压模型的快速制造技术;发展了结构相似气动弹性模型的设计与制造方法,并通过模态实验校核了精度;通过快速成型技术与电化学沉积技术的结合,发展了金属-树脂复合测力模型的快速制造方法,提高了模型的强度和刚度;论证了该技术在周期和成本等方面的优越性。该技术克服了传统加工的局限,提供轻质风洞模型制造的高精度、短周期、低成本的整体解决方案,为发展新型试验技术等提供基础,这能够提升风洞模型设计与制造的自动化水平,有助于该领域传统技术的革新,对新型飞行器的研制具有重要意义。

隧-桥-隧段静、动列车风洞模型的气动性能对比

为研究静、动列车风洞模型在隧-桥-隧运行场景迅速切换条件下的气动性能差异,参照中南大学风洞实验室缩尺比为1:16.8的动列车模型试验系统,基于LES湍流模型和“马赛克”网格技术建立相应的静、动列车三维CFD数值模型吗,分析列车分别位于隧道入口、出口和桥中3个典型位置时动列车模型车体表面压力特性与等效偏航角条件下相应的静模型结果之间的差异,并从流场角度揭示其差异机制。研究结果表明:基于LES湍流模型,动模型模拟的测点压力系数与相应的试验结果基本吻合,二者的差异基本保持在10%以内;相对于动模型,采用静模型得到的气动力结果在隧道洞口段偏低(压力偏差高达318.5%),而在桥梁中间段偏高(压力偏差高达1587.8%);静模型方案得到的压力结果偏差过大的主要原因是无法准确获得对车体气动压力起主导作用的主涡旋结构。

风洞模型角度调节机构的动态特性分析

为了验证风洞模型角度调节机构以某种频率工作时,机械系统的惯量、刚性及阻尼对试验结果是否有影响,建立了角度调节机构的动力学方程及相对应的数学模型,并用MATLAB/SIMULINK软件进行动态特性分析;机构中构件存在惯性,并且具有一定的刚性及阻尼,由于风洞模型角度调节机构是一种精度要求较高的系统,为保证计算结果的准确性,在建立角度调节机构的动力学方程时必须考虑这些因素;当角度调节机构处于极限工况时,仿真结果表明:模型输出轴的角位移动态响应曲线基本上与期望曲线重合,只存在极小的误差,机械系统的惯量、刚性及阻尼对试验结果的影响是极小的。

快速成型弹性风洞模型高速气动特性研究

利用光固化快速成型技术加工了内部金属骨架、外部光敏树脂外形的弹性轻质AGARD-B模型。采用气动与结构并发分析方法对其跨声速气动特性进行了初步研究,完成了风洞验证实验。研究结果表明:在马赫数0.6和1.2、较小攻角(α≤4°)的条件下,弹性轻质模型气动力特性与金属模型基本吻合;较大攻角(α>4°)条件下,因弹性轻质模型刚度比全金属模型小,试验过程中受气动载荷作用,特别是升力的影响,结构机翼变形较大,导致气动力特性与全金属模型差异较大,故气动力系数需要进行弹性变形修正。初步实验结果指出:在跨声速范围内,弹性轻质模型可直接用于气动布局选型设计与研究、基本状态等研究;但同时弹性轻质模型刚度不足,易变形。

基于风洞模型和压力分布云图的汽车底盘后半部结构优化设计

传统汽车底盘后半部结构设计方法的风阻系数降低程度较小,导致无法有效降低整车能量的消耗量,汽车动力性能无法得以根本提升。为解决上述问题,提出新的基于风洞模型和压力分布云图的汽车底盘后半部结构优化设计方法。通过有限元方法分析汽车外流场。确定汽车外形结构,提取结构特点、分析结构尺寸,根据有限元模型和风洞模型得到初始条件,分析汽车外部的流场性能,建立车辆底部压力分布云图,优化汽车电池包和悬架结构,以提高汽车动力性能。实验结果表明,提出的汽车底盘后半部结构优化方法能够有效降低整车的风阻系数,减少车辆行驶过程的消耗能量,提高车辆的动力性,具有较为理想的应用性。

风洞模型并联机构工作空间分析与仿真

以风洞模型并联机构为研究对象,在给定的姿态下,提出基于风洞模型并联机构输出端工作空间的计算仿真方法,即基于风洞模型并联机构位置反解,结合风洞模型并联机构输入端滑块的运动范围约束和球铰半锥角的最大值的约束,采用边界搜索法确定该机构的工作空间边界。并且分析了该机构在某给定姿态下,输出端的平动工作空间、转动工作空间以及与机构末端相连接的物体分别做俯仰运动、偏航运动、滚转运动时的工作空间,为并联机构的结构设计和研究提供了有力支持。

激光角度传感器及其在风洞模型中的应用

激光角度传感器及其在风洞模型中的应用曹茂盛，刘兵（齐齐哈尔轻工学院）（哈尔滨工业大学）０引言八十年代初，美国的Ｃ·Ｒ·ｐｏｎｄ等人建立了一种激光干涉测量角度的装置，实现了对风洞模型攻角的实时动态精密测量［１］［２］。由于这种测量要求不影响风洞模型周围...

风洞模型激光攻角测量

给出一种用于风洞飞机模型攻角测量的方法.采用对称双光束交叠照射角传感器,风洞实验测角范围由40°增加到76°;利用电子处理器计数干涉条纹,测角精度可达0.005°.

光栅传感器用于风洞模型双向角高精度实时测量的研究

本文介绍利用光栅角度传感器测量风洞模型姿态角 ,实现非接触、动态、实时测角的测量方法 ,满足了风洞模型姿态角测量的特殊技术要求。

风洞模型强迫振动装置的动力学仿真研究

为了验证风洞模型强迫振动装置的结构参数取值的合理性,建立了强迫振动装置的动力学方程及相对应的模型,并用MATLAB/SIMULINK软件进行仿真分析;装置中部分构件之间存在摩擦,并且具有一定的刚度,由于风洞模型强迫振动装置是一种精度要求很高的系统,为保证计算结果的准确性,在建立强迫振动装置的动力学方程时必须考虑这些因素;当高度调节机构处于极限工况时,计算结果表明:伺服电机的最大驱动力矩为8.2 N·m,小于伺服电机的额定驱动力矩9.23 N·m,强迫振动装置的结构参数取值是合理的,并且有优化的空间。