大迎角非定常气动力建模方法研究

以战斗机俯仰机动为例,建立了飞机大迎角非定常气动力模型,包括非线性代数模型、Fourier函数分析模型、状态空间模型、差分方程模型以及模糊逻辑模型。并用SDM标模大振幅俯仰振荡非定常气动力风洞试验数据对模型参数进行了辨识,验证了模型的有效性。从模型物理意义、参数辨识难易程度及模型通用性和精确度等方面对几种非定常气动力模型进行了比较研究。

非定常大振幅振荡试验数据处理研究

在大振幅振荡风洞试验过程中,去除测量数据信号中的噪声、对齐初读数和吹风数中的角度序列和力信号序列是获得准确大振幅试验数据的两个关键问题。文中介绍了全相位数字滤波原理和处理非定常试验数据方法,并推导了全相位处理数据理论计算公式,通过对天平各通道力信号进行频谱分析来确定滤波的截止频率。对移相位、插值拟合、移动最小二乘拟合3种对齐初读数和吹风数方法进行了详细介绍,并比较了3种方法处理试验数据结果。结果表明,在有噪声的信号中,全相位数字滤波能够减少滤波过程中信号相位和幅值失真,3种对齐数据方法处理试验数据结果比较一致、合理。

空中加油机加油软管锥套气动稳定性风洞试验技术

软式加油方式中加油软管锥套受气流影响会发生气动不稳定现象,严重影响空中加/受油的成功率和安全性,其中加油机的尾流场是影响软管锥套稳定性的主要因素。本文研究了空中加油机加油软管锥套的气动稳定性风洞试验方法,建立并分析了相似准则,给出了双目系统测量软管锥套位移的具体方法,利用自动舵机实现了加油软管自动收放,形成了完整的加油软管锥套气动稳定性风洞试验技术,并将其应用于某型加油机加油吊舱、中心线平台等部件的选型优化。结果表明,该试验技术能有效模拟处于加油机尾流场下的软管锥套收放过程和固定管长时的气动稳定性,试验获得的锥套下沉量和振动幅值明确了不同加油吊舱、中心线平台构型的优劣性,能够为加油机关键加油部件选型优化及飞行试验提供可靠的试验数据。

一种两自由度全机模型阵风试验支撑装置研制

全机模型风洞阵风试验不仅要求模拟飞机弹性模态,还要求模拟飞机刚体运动模态。国内现有的气弹试验钢索悬挂支撑方式和侧壁支撑方式不能满足全机模型阵风试验支撑需求。为此,在中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所8 m×6 m风洞中研制了一套两自由度支撑装置。该装置可提供模型沉浮和俯仰方向较大的运动自由度,以模拟飞机刚体运动模态。装置主体采用“双滑轨+钢梁”结构形式,支撑结构左右对称;沉浮运动范围达到2.8 m,沉浮运动摩擦系数达到0.006;俯仰运动范围达到±10°;安装50 kg模型后,支撑频率不低于12 Hz;对风洞试验段的结构改动可以忽略。通过结构和材料优化措施,使得滑动小车质量控制在6 kg以内。利用该装置成功完成了一期全机模型两自由度阵风载荷减缓试验,验证了该装置的实用效果。

8m×6m低速风洞特大攻角试验设备液压系统故障排除

8米×6米低速风洞特大攻角试验设备,是"十一五"期间新研制的一套飞机模型风洞试验支撑装置,目的是实现飞机模型在特大攻角状态下的风洞试验。该设备的液压系统可实现试验模型各种高难状态的自动驱动与控制,液压系统主要由液压泵站(油源)、七个(四组)伺服液压缸及其控制元件等组成。该系统于2006年投入使用,在2007年初的一次试验中,模型上行出现了失控故障,致使模型撞到风洞上洞壁,直接导致模型和试验天平损坏。本文简要地介绍了该系统的原理、故障现象、故障排除以及系统改进。

FL-13风洞突风发生装置研究

为在FL-13风洞中开展飞机全模突风响应试验研究,建立研究所需的突风发生装置,进行了突风发生装置的研究。研究中,从大飞机突风试验需求出发,确定了装置的技术指标,通过数值模拟计算,固化了装置技术指标;通过引导性试验和总体方案对比,选定了单电机驱动双飞轮及曲柄连杆方案;通过动力学分析、结构设计与有限元分析、模态分析和疲劳分析,解决了装置共振、刚度增加困难和安装空间受限等问题;通过装置调试与突风流场考核结果表明,研制的FL-13风洞突风响应试验装置实现了在来流40m/s的风速范围内按正弦规律变化产生突风,模型中心处最大突风振幅达到9m/s。突风流场的成功模拟,标志着FL-13风洞具备了开展大展弦比飞机突风响应影响试验研究的能力。