FL-24风洞新型捕获轨迹系统设计与发展

为提高风洞武器干扰与分离特性测量试验能力,满足客户的不断提高的试验需求,在FL-24风洞设计发展了一套新型捕获轨迹系统。新系统风洞调试结果表明,新系统在行程、试验效率、系统可靠性和试验马赫数范围等诸多方面有了很大发展。本文简要介绍了新系统的设计和实现的主要技术指标,并对流场校测和动态调试结果作了简要分析。

高速风洞试验模型姿态角的视频测量及不确定度研究

高速风洞测力试验中,阻力系数精度σc x的先进指标为0.0001,按误差分配原理,要求试验模型迎角的测量精度σα≤0.01°。为此,研究风洞试验中模型姿态角视频测量及其不确定度,给出其系统误差的补偿方法。实测数据(马赫数为1.5、2.0、3.0和4.0)表明:在2m暂冲式超声速风洞试验中,各阶梯迎角测量数据的标准差(含风洞气流脉动致模型姿态角振动产生的误差)在0.0018°和0.0094°之间,迎角实测估计值的标准不确定度≤0.003°,由此可知,姿态角视频测量系统的σα≤0.0094°。本方法既不破坏模型的外形,又不改变模型的刚度与强度,具有实用价值。

1.2m跨超声速风洞新型捕获轨迹系统研制

为提高武器干扰与分离特性测量的风洞试验能力,满足客户不断提高的试验需求,CARDC设计了一套1.2m跨超声速风洞新型捕获轨迹系统。简要介绍了新系统的设计和实现的主要技术指标以及应用情况,风洞调试结果表明,新系统在行程、试验效率、系统可靠性和试验M数范围等诸多方面有了很大进展。

基于VXI总线的飞行器脉动压力测试系统及应用

VXI总线测试仪器的应用日趋广泛。介绍了气动中心高速所组建的基于VXI总线的飞行合脉动压力测试系统，给出了测试仪器的计量指标，简要说明了测量与分析软件的开发过程。通过风洞和飞行试验的实际检验，表明系统性能先进，稳定可靠，具有广泛的应用前景。

基于VXI总线的高速风洞脉动压力测试与分析系统

VXI总线代表着当今自动测试领域的发展方向。笔者介绍了气动中心高速所组建的基于VXI总线的高速风洞脉动压力测试系统,文中给出了测试仪器的计量指标,并简要说明了测量与分析软件的开发过程。通过风洞试验的实际检验,表明该套系统性能先进,稳定可靠。

风洞试验中的视频测量技术现状与应用综述

视频测量(Videogrammetric Measurement,VM)技术因其对试验模型的设计制造无要求,受到国内外风洞试验机构的青睐,本文综述了国外航空航天强国的风洞试验机构所掌握的VM技术,并分析了VM技术在我国高速暂冲风洞试验中应用所面临的问题,据此中国空气动力研究与发展中心(CARDC)提出了多相机动态标定与基于运动估计的序列图像匹配技术,在暂冲高速风洞高噪声(130dB左右)振动环境下,建立了高精度的模型位姿光学测量技术,2米量级高速风洞中的多个应用表明:视频测量的精度高,已用于高速试验模型的姿态与变形测量;另一方面,通过VM测量偏折位移场得到光束从摄影中心出发穿过扰流区的光程差,为气动光学效应的研究与测量以及试验模型的壁面流动显示提供新的途径,其光路简单、无需使用价格昂贵的相干光源,因此具有巨大应用前景。

2m×2m超声速风洞CTS测控系统研制

为满足2m量级超声速风洞外挂物捕获轨迹试验的需要,研制了2m×2m超声速风洞CTS试验装置,开发了相应的信号测量与运动控制系统。为确保CTS速度闭环控制试验方式的实现,选择了具有集中控制的多层分布式结构,以满足该试验方式对测控系统的实时数据处理及信息交互能力的较高要求。系统由信号测量与轨迹运动方程求解子系统、六自由度装置运动控制子系统和安全监控子系统等构成。采用NI公司的图形化编程语言LabVIEW开发了监控管理软件、数据采集和轨迹生成软件、安全监控软件。采用力士乐公司的IndraWorks完成了运动控制执行软件的开发。子系统间分别运用了TCP/IP、PSP、Profibus DP等通讯协议实现信息交互。解决了系统抗冲击及速度控制等关键技术难题。研制完成后采用T3-40激光跟踪仪对六自由度装置的静态精度进行了测量,其中线位移X、Y、Z的定位精度达到0.021、0.046和0.094mm,角位移α、β、γ的定位精度达到0.05°、0.047°和0.022°,定位精度全部优于设计指标(±0.1mm、±0.1mm、±0.1mm、0.05°、0.05°和0.05°)。地面调试和风洞试验验证表明:CTS测控系统运行稳定,操作方便,维护简便,试验结果合理、可靠。

高速风洞试验中的视频测量技术进展

视频测量(Videogrammetry)技术因其对试验模型设计无特殊要求,受到国内外风洞试验机构的青睐。本文在介绍视频测量的理论基础之上,面向高速风洞试验的振动噪声环境,分析了飞行器精细化风洞试验对视频测量技术的需求,综述了大角度大重叠数字图像的外方位元素解算、标记点及其图像处理、相机标定和气动光学波前畸变场测量等技术进展。在2m量级的高速风洞中,通过多个工程实例表明:视频测量的精度高,同期试验迎角视频实测数据的标准差≤0.0075°;同期动态变形实测数据的标准不确定度为5.232±0.082mm;为气动光学效应的研究与测量提供了新途径,其光路简单、无需使用价格昂贵的相干光源。

跨超、高超声速风洞模型动导数试验技术研究

介绍了气动中心高速所为航空航天飞行器所开展的动导数试验技术研究,主要包括高速大攻角动导数试验技术、再入体模型配平状态动导数试验技术及基于气体轴承的高超声速风洞模型滚转阻尼导数试验技术。阐述了这些试验技术的试验设备及测试系统,给出了典型的试验结果。

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。

SDM 标模大攻角动导数试验

介绍了ＣＡＲＤＣ高速所１．２ｍ风洞大攻角的动导数试验装置与测量系统以及在１．２ｍ风洞中对标准动态模型（ＳＤＭ标模）所作的一系列风洞试验结果。试验结果与国外文献数据具有较好的一致性。试验结果随马赫数和攻角的变化表现出明显的非线性，而减缩频率的影响并不显著。天平与测试系统的重复性精度较高。

风洞CTS试验并联装置的速度控制方法

为提高风洞捕获轨迹(captive trajectory simulation,CTS)试验中并联装置速度控制的精准度和实时性,针对CTS试验中并联装置的非线性和耦合性特点,提出一种基于并联装置运动学模型的速度控制方法。该方法以该并联装置的位置、速度量化关系为基础,通过在速度控制闭环中引入补偿量,用于并联装置运动速度的解耦和消除位置累积误差。仿真与风洞试验结果表明:该速度控制方法能够达到CTS试验使用要求;在准确、高效地实现并联装置速度控制的同时,还消除了位置累积误差,原理简单,易于实现。

应用脉动压力测试技术探测边界层转捩

在M=0.604、0.703、1.962时对10°锥自然转捩情况下的脉动压力特性进行了测量。试验数据表明:转捩区的压力脉动明显增大,转捩雷诺数(以10°锥顶点至转捩结束点之间的距离为参考长度)随M数增大而增大。

逃逸飞行器模型高超声速风洞自由翻滚动导数试验技术

高超声速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°～ 360°全攻角范围内的动导数测量及产生极限环振动现象的研究之急需而研制。简要介绍了试验技术研制的自由翻滚试验装置、液体轴承、角度测试系统与系统建模的大攻角非线性数据处理技术。

风洞流场控制系统规范化研究与应用

为不断提高风洞试验能力、减少风洞建设成本,对风洞流场控制系统的规范化进行研究。分析目前中国空气动力研究与发展中心高速所测控系统规范化建设情况,阐述进行风洞流场控制系统规范化的必要性,重点对软件的规范化进行分析,主要开展软件结构分层、主要被控参数控制方法和复杂流程实现等方面的探索和设计,并对下一步工作提出展望。研究结果表明:规范化的风洞流场控制系统具有功能完善、结构清晰、适应性强等优点,可为今后相关系统的研发提供借鉴。

遗传算法在跨超声速风洞总压控制中的应用

总压作为风洞控制中的重要流场参数,其调节性能是风洞控制系统能否满足试验要求的重要指标,为提高跨超声速风洞的总压控制水平,需对总压控制策略进行设计;针对某跨超声速风洞对总压控制系统提出的快速性和精确性要求,提出串级控制、智能PID控制和总压分段控制等方法,并利用MATLAB系统辨识工具箱对流场调节阶段的总压系统模型进行了辨识;提出将遗传算法应用于风洞流场调节阶段的PID控制器参数整定中,重点对基于遗传算法的PID控制原理和参数整定步骤进行介绍,并针对遗传算法的遗传算子进行了设计;系统仿真和风洞实际运行情况表明:该方法较常规PID参数整定与优化方法,具有更好的控制性能指标,满足总压控制系统精确性、快速性、鲁棒性等要求,为后续风洞建设和设备改造提供了新方法。

后掠与无后掠压缩角模型产生的激波/边界层干扰的非定常特性(英文)

介绍了10个压缩角模型在M数为2.011、2.504、3.015时产生的激波/边界层干扰的非定常特性的试验研究结果。压缩角模型的流向压缩角分别为15°、20°、24°,后掠角分别为0°、20°、40°、60°。实验结果表明:(a)所有无后掠压缩角和大多数20°后掠压缩角产生柱形干扰,而大后掠压缩角则产生锥形干扰;降低来流M数或增大模型后掠角有利于从柱形干扰转变为锥形干扰。(b)间隙区内的压力脉动出现低频峰值,此峰值随着模型后掠角增大或流向压缩角减小而减小;然而随着来流M数增大,此峰值在柱形干扰区减小,而在锥形干扰区略增大。对于锥形干扰,无粘激波的平均激波强度是控制其干扰特性的主要因素。

基于多总线技术的多轴测控系统设计

为了研制一套具有空间六自由度的运动控制及数据采集系统,在已有机械本体的前提下,进行测控系统软硬件方案设计和主要器件选型。根据当前主要总线技术的特点和发展趋势,提出了基于PXI总线技术、Ether CAT总线技术、Profibus总线技术等多总线技术的测控系统技术方案,并描述了测控系统设计和器件选型,阐述了关键技术难点及实现途径。所开发多轴测控系统具有可靠性高、控制灵活、采集数据稳定等特点,能够在风洞试验的严苛环境下满足使用要求。

激光—光纤系统应用于跨超风洞蒸汽屏流态显示

介绍了激光器—光纤系统在跨超风洞蒸汽屏流态显示中的应用，并得到了跨超速时的空间流态图像。说明激光—光纤系统在跨越风洞中的应用，观测激波、涡及其相互干扰是可行的，且方便可靠。

应用激光蒸汽屏技术对跨超声速大攻角战术弹气动特性研究

本文应用激光蒸汽屏方法揭示了在跨超声速时，战术弹模型大攻角下的空间流态，同时，分析了旋涡结构和涡系干扰。指出了在亚声速和跨声速时涡的结构随来流Ｍ数的变化不明显；而光弹身模型在Ｍ＝０．６～０．９时，涡系均为非对称，是由于尖拱形头部的脱体激波及大攻角时流动的非稳定性和气体压缩性共同作用的结果，当α≥１６°，Ｍ≥１．０时，涡系均为对称的。这些涡系的对称性和非对称性影响着弹体的空气动力学特性。