多频率组合波形阵风场模拟与测量研究

基于数值模拟方法选取设定FL-51风洞阵风发生器的装置参数,如发生器叶片的数量、展长、弦长及间距等。发生器采用液压摆动缸独立驱动形式,可模拟正弦波、三角波及随机波等多种波形的多频率组合运动,同时能够减少安装传动件,并提升发生器性能。通过阵风场校测结果表明:叶片能够实现摆动频率为0 Hz~15 Hz,在校测范围内发生器产生的正弦流场较均匀;在来流风速40 m/s、叶片摆动频率为10 Hz、摆角为15°时,最大阵风幅值为8.5 m/s。地面测试与流场校测结果表明:该文所提出的阵风场模拟技术可以实现低速风洞多频率多波形组合运动,为风洞试验提供复杂的阵风流场。

等离子体用于三角翼模型流动控制试验研究

在不同试验风速下,通过风洞天平测力试验,研究了纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励频率和激励电压对三角翼模型流动控制效果的影响。研究表明:激励频率和激励电压是等离子体流动控制效果的重要影响因素,在所研究的激励频率和激励电压范围中,当激励频率f=200Hz、激励电压为13kV时,等离子体激励可有效抑制三角翼前缘涡分离,流动控制效果最佳。试验风速30m/s时,最大升力系数由1.32增大到1.45,增大9.8%,最大升阻比提高2.9%;试验风速45m/s时,最大升力系数由1.33增大到1.45,增大9.0%,最大升阻比提高0.64%。

等离子体用于飞翼布局模型增升减阻试验研究

在风速30m/s、40m/s条件下,通过风洞天平测力试验,研究了飞翼布局模型上布置纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励器后,等离子体激励电压、激励电极数目和激励位置变化对飞翼布局模型增升减阻的效果影响。研究表明,与激励电压和激励电极数目相比,激励位置对流动控制的效果有决定性的影响,同时相对于其他控制位置,等离子体激励抑制模型翼面前缘涡分离效果明显;等离子体激励启动后,通过向边界层内的流体注入能量,推迟了飞翼布局模型翼面大迎角时的流动分离,提高了模型的最大升力系数C_(Lmax)和失速迎角αs,降低了阻力系数C_D;在一定试验条件下,施加等离子体气动激励后,最大升力系数C_(Lmax)由0.97增大到1.1,增大13.2%,失速迎角αs由17.4增大到21.4,推迟了4°,阻力系数C_D最大减小量达到24.6%,且随等离子体激励器能量的增加,激励效果越显著。

FL-51风洞阵风发生器电液伺服控制系统

针对FL-51风洞的阵风模拟需求,研究了电液伺服摆动缸独立驱动叶片的阵风发生器,通过结构解耦、控制同步的方式,简化了发生器结构,从而降低了运动过程中与叶片及洞体的耦合振动。研究了高频同步位置伺服控制算法,提高了发生器叶片的摆动幅度和频率,实现了发生器不同振幅、不同频率、不同波形的组合运动。通过装置测试与阵风流场校测,结果表明:电液伺服摆动马达驱动能力强、动态高、生成的正弦波精度高,在来流风速70 m/s下可稳定工作,能产生符合测试要求的高品质单频和多频阵风。

大型低速风洞多通道电液伺服阵风发生器协同驱动控制策略研究

为在FL-10大型低速风洞开展飞机模型阵风影响相关试验研究,建立了4通道电液伺服马达驱动的摆动叶片式阵风发生器。4个通道独立控制方式,简化了系统结构,使发生器具备了多频率与多波形阵风模拟能力,但对多通道同步性也产生了更高的要求。针对4通道电液同步伺服控制,提出了一种改进的共反馈同步误差校正控制方案。共反馈同步误差校正控制方案利用主反馈误差来实现对跟踪误差的控制,并通过同步误差完成马达控制系统的反馈补偿,以达到更高的同步控制精度并提升运动性能。通过仿真和试验验证了同步控制算法的有效性。风洞流场校测结果表明:电液伺服摆动马达驱动能力强,动态高,生成的正弦波精度高,研制的发生器在来流风速70 m/s下可稳定工作,叶片最大摆动频率为16 Hz。

飞行器气动弹性风洞试验技术综述

研究气动弹性问题的主要手段有数值计算、风洞试验和飞行试验三种,气动弹性风洞试验具有可靠性高(相比数值计算)和代价低(相比飞行试验)等优势,已成为航空航天飞行器气动弹性性能评估和校核的重要手段。以亚声速和跨声速气动弹性风洞试验技术为主,分别从静气动弹性、颤振和阵风试验三个角度,阐述了国内外在模型设计、数据采集处理、模型支撑、阵风发生装置、阵风载荷减缓等方面开展的主要研究工作,总结了气动弹性风洞试验在飞行器研制中的重要意义,并对我国未来气动弹性试验能力的发展提出几点建议。

风洞试验中模型弹性变形修正方法研究

在低速增压风洞和跨声速风洞中，变雷诺数试验常采用增压来实现，速压变化带来模型弹性变形的变化，继而产生由弹性变形带来的伪雷诺数效应。本文给出变雷诺数试验中如何修正弹性变形的这种伪雷诺数效应的方法，从而得到纯粹的雷诺数影响，并给出了验证模型的算例。

基于高速立体视觉的空中加油软管锥套飘摆特性风洞试验技术

空中加油软管锥套受加油机的尾流场和受油机机头头波效应影响会发生飘摆不稳定现象,严重影响空中加受油的成功率和安全性.通过数学模型完全准确模拟软管锥套飘摆特性非常困难,而且飞行试验成本高、风险大.针对我国空中加油装备研制对风洞试验的需求,本文研究了大视场、非接触、定量化的基于高速立体视觉的空中加油软管锥套飘摆特性风洞试验技术,并进行了两座风洞的验证和应用试验.试验结果表明,基于高速立体视觉的空中加油软管锥套飘摆特性风洞试验技术能直观、定量测量软管锥套的大视场三维空间的时间历程动态变化轨迹曲线,可进一步定量深入分析飘摆形态、幅值、频率或周期等特性,为加油机和受油机部件选型优化、提高空中加油飞行安全性及加油效率等提供重要的试验数据依据.