测耙数量对进气道稳态畸变特性测量的影响

在现代战斗机进气道相关试验中,受低速辅助进气门打开和隐身大S弯管道、大迎角侧滑角飞行姿态等复杂因素影响,进气道流场畸变较大,不同测耙数量的测试结果相差较大。国内外对进气道出口流场稳态畸变的测量及计算有较多研究,但鲜有测耙数量对进气道稳态畸变测量影响的全面对比研究。本文采用测耙测量进气道大压力梯度区和低压区并计算其稳态畸变,针对进气道风洞试验、全尺寸进发联合台架试验和进发匹配试飞,对常用的6支耙和8支耙形式测量结果进行对比研究。结果表明,对于形状复杂的战斗机进气道而言,进气道出口流场的测试需要尽可能采用8支测耙的测量方式,才能取得满意的结果。特别是舰载战斗机在舰面环境下,受舰首来流及偏流板反射等因素影响,进气道流场更加复杂,且发动机工作在特殊加力状态,对进发匹配稳定性要求也更加苛刻,更有必要采用8支测耙的测量方式。

低速大迎角进气道流场测试风洞试验研究

为满足某型飞机低速大迎角飞行试验进气道测试需求,研制集稳态总压、动态总压、稳态静压于一体的复合式进气道流场测量耙,为了分析评估不同形式测量耙探针的参数测量准确性,进行全尺寸的测量耙风洞试验,对试验数据进行分析,研究测量耙不同探针总压损失的角度特性和速度特性,为后续测量耙探针选型提供支持。

软土地区双线盾构下穿机场跑道沉降规律研究

研究目的:本文依托天津地铁Z2线下穿滨海机场工程,在考虑机场不停航的情况下,对软土地区双线盾构隧道下穿机场飞行区引起的跑道沉降进行分析,探究盾构埋深及深孔注浆圈厚度对跑道沉降的影响,以得到合适的盾构埋深及深孔注浆圈厚度,并深入分析其对跑道沉降影响的规律特性。研究结论:(1)增大盾构隧道覆土厚度和管片周围深孔注浆圈厚度能有效地减小跑道沉降及差异沉降率,但对沉降的减小效果并非随注浆圈厚度增加而愈加有效;(2)双线隧道开挖完成后,道面横向沉降曲线呈现“V”形沉降槽,由于前后线施工叠加效果,最大沉降位置偏向后施工隧道一侧;(3)同一埋深下,后线施工对跑道最大沉降的影响小于前线隧道对跑道沉降的影响,且随着注浆圈厚度的增加,后线施工对跑道沉降的影响越来越小;(4)随着双线隧道先后掘进,机场道面的差异沉降率呈现先增大、再减小的趋势,后趋于稳定;(5)本研究结论可为软土地区双线盾构下穿机场跑道类似工程中的盾构埋深及深孔注浆设计提供参考依据、施工指导。

高速空气动力学三大手段数据融合研究进展

风洞试验、数值计算和模型飞行试验三大手段的深度融合,是开展新一代高速飞行器研究的必然需求。本文重点介绍了高速风洞试验设备、数值计算软硬件建设和航天模型飞行试验能力建设情况,以及自主研制的表面温度、热流、脉动压力、摩阻等飞行试验测量技术;并根据气动数据融合特点,提出了一种基于气动数据和物理模型相关度的融合准则,发展了基于组合深度神经网络的气动数据融合方法,解决了不同来源数据之间的数据关联问题,大幅提升了融合数据的可信度,在某高速飞行器俯仰力矩系数和头罩典型构型的气动热数据天地关联方面得到成功应用;综合运用三大手段,开展了高速激波-边界层干扰基础流动问题研究,建立了激波-边界层干扰力/热载荷天地相关性经验公式,修正了压力-热流关联关系,并首次证实了分离泡低频振荡现象在真实飞行条件下客观存在。

面向飞行试验的多源气动数据智能融合方法

风洞试验和飞行试验是飞行器研制过程中进行气动性能分析与优化设计的重要手段,然而,在高超声速飞行条件下,真实气体效应、黏性干扰效应和尺度效应的复杂变化给气动数据精准预测带来巨大挑战。为了提升天地气动数据一致性,针对某外形飞行试验数据开展了典型对象的天地气动数据融合方法研究。结合数据挖掘的随机森林方法,本文提出了一种面向飞行试验的数据融合框架,通过引入地面风洞试验气动数据,实现了对复杂输入参数的特征分析与特征排序,进一步对不同飞行时刻下飞行试验的气动数据开展了交叉验证。结果表明随机森林的机器学习框架对风洞-飞行试验数据关联具有较好的预测与外推能力,可以有效提升气动数据预测精度,相关研究为复杂环境下气动数据多源融合提供了思路。

多孔介质对风洞管道内压缩波传播的影响

磁浮飞行风洞运行中产生的压缩波在风洞管道内传播至风洞端面后反射,可能在测试段与模型发生碰撞,干扰试验结果。为了消除压缩波对风洞试验的影响,采用在风洞管道内部铺设多孔介质的方式降低风洞内压缩波强度,依据现有的多孔介质压降模型推导管道内压缩波通过多孔介质区域压降规律方程,并根据方程内影响多孔介质消波能力的参数进行了数值模拟。结果表明:多孔介质对不同强度压缩波均有相似比例的压降作用,其消波能力随压缩波强度、多孔介质惯性阻力系数及厚度的增大而增大;但当多孔介质惯性阻力系数及厚度增大时,部分压缩波不能通过多孔介质而是被其反射,反射压缩波强度也随惯性阻力系数及厚度的增大而增大。增加层数可以在不改变多孔介质其他参数的情况下降低反射压缩波强度,提高多孔介质的总体消波能力;多孔介质可以在较宽的环境压力(0.0001~1 atm)内保持良好的消波能力。

无人机自主滑翔中的模式切换逻辑研究

无人机可以通过自主滑翔从自然环境里的热上升气流中获取能量,提高自身的续航能力。在此期间,模式切换是无人机自主滑翔的关键。针对该问题,设计了基于七孔探针和嵌入式技术的气流感知系统,该系统可测量流动角高达72°的气流方向和速度。基于气流感知系统,设计了控制无人机自主进入和脱离滑翔模式的模式切换逻辑。通过在风洞中模拟热上升气流,利用风洞虚拟飞行试验验证了所设计模式切换逻辑的可行性。试验结果表明:在不同速度的热上升气流作用下,基于气流感知系统设计的模式切换逻辑都能够使无人机自主进入和脱离滑翔模式,且在不同大小的滚转角指令下,模式切换逻辑都能够使无人机脱离滑翔模式。

直升机涡环状态边界风洞试验研究

本文对直升机涡环状态边界进行了系统的分析与研究。首先,剖析了涡环状态事故的成因,阐述了其在飞行特性、旋翼性能、桨盘入流、涡系结构等方面的物理机制,指出涡环状态下安全隐患的主要诱因是桨尖涡受挤压形成集中涡,使桨盘面上诱导入流相对垂向来流占优,造成旋翼拉力负阻尼与性能损失,导致浮沉运动失稳。然后,对比了各类涡环状态边界的差异性和适用性,指出现有边界预测模型存在建模方式主观性强和试验数据离散度高的问题,并提出了改进思路。最后,设计并开展了模拟下降飞行的旋翼风洞试验。试验结果显示:涡环状态下出现了旋翼拉力负阻尼、拉力损失和功率沉陷现象,旋翼拉力损失最高达30%,旋翼产生维持机体重量拉力的需用功率约为悬停功率的160%。以特情防范实践中关注的旋翼拉力负阻尼和拉力性能损失为指标,从试验结果中提取了涡环状态边界临界速度离散点。在涡环状态边界预测模型构建中区分水平来流、垂向来流和诱导入流对桨尖涡驱动作用的强弱,并计入不同前进比下动量理论的修正和桨尖涡运动阈值的差异,基于试验值采用最小二乘法确定了模型参数,建立了半经验化的涡环状态边界预测模型,模型预测结果与风洞试验结果吻合较好,且符合飞行试验规律。本文对认识涡环状态特情和预防涡环状态事故具有现实意义。

磁浮飞行风洞动模型气动结构耦合仿真评估

磁浮飞行风洞是一种“体动风静”的新概念空气动力试验设备。模型在长直线密闭管道中高速运动过程的气动特性复杂,会对周围流场产生强烈的扰动,涉及到波系传播和气动与结构之间的单向耦合问题。本文从气动结构耦合仿真的角度,对磁浮飞行风洞试验过程中模型高速运动所产生的非定常气动特性进行了分析和评估,基于一种新型时空守恒元和解元(CE/SE)方法耦合求解了管道内模型周围的三维可压缩流场变化,获得了模型高速运动过程的气动力参数变化、波系传播特性及管道内压力分布,并开展了多孔介质消波材料参数仿真设计分析,为磁浮飞行风洞消波措施设计等提供支撑。

电动飞机飞行品质快速评估与验证

为验证飞行器初步研制阶段使用DATCOM气动估算软件快速估计飞机飞行品质的准确性,以RX1E-A电动飞机为样例,首先使用DATCOM气动估算软件快速计算该机气动参数,并基于该参数评估该机飞行品质。然后使用RX1E-A飞机缩比验证机在风洞试验所得气动数据再次评估该机飞行品质,并结合该机实际飞行试验数据,对基于DATCOM快速评估的RX1E-A电动飞机飞行品质数据进行验证。结果表明基于DATCOM气动估算软件快速评估出的飞机飞行品质与基于风洞试验数据评估飞行品质以及实际飞机飞行试验所得结果相比部分参数虽有一定偏差,但大部分参数偏差较小。因此采用DATCOM气动估算软件在飞机初步设计阶段对其飞行品质进行快速评估是具有一定实用价值的,也为后期开展飞机飞行控制律研究提供参考数据。

典型磁悬浮技术在磁浮飞行风洞中的应用分析

磁浮飞行风洞的运行原理是利用磁悬浮、牵引和导向技术,驱动搭载模型的磁浮平台在封闭直线管道内作高速运动。磁悬浮系统对于精确控制模型加速/匀速/减速运动、达到试验所需运动状态尤其重要。本文结合磁浮飞行风洞总体技术指标及对磁悬浮系统的要求,从运行稳定性、系统安全性、试验功能性、环境适应性、技术成熟度等方面,对比分析常导电磁悬浮、永磁电动悬浮、高温/低温超导电动悬浮和高温超导钉扎悬浮系统。常导电磁悬浮系统难以达到最高运行速度(马赫数1.0)的技术指标,暂不作为磁浮飞行风洞备选磁悬浮方案。针对磁浮飞行风洞应用场景,基于层次分析法和灰色关联度分析法建立磁悬浮系统综合决策模型。结果表明,高温超导电动悬浮系统和高温超导钉扎悬浮系统具有较好的应用潜力。

小型多桨倾转机翼飞行器倾转过渡特性风洞试验研究

多桨倾转机翼飞行器飞行模式多且操控复杂,尤其是倾转过渡模式,气动干扰复杂,操纵冗余,从理论上确定气动与操纵特性难度大。为了研究多桨倾转机翼飞行器倾转过渡模式的气动与操纵特性,对某小型多桨倾转机翼无人机单独机翼及整机开展了倾转过渡模式不同机翼倾角、不同舵面角度、不同油门等状态下的吹风测力试验。根据试验数据分析了整机倾转过渡模式的操纵特性及控制原则,为多桨倾转机翼构型飞行器总体设计及倾转过渡模式操纵策略研究提供了参考。

基于飞行实测的大型飞机机翼载荷静气弹修正

大型飞机结构弹性会显著的影响到机体的载荷大小及分布,准确计算结构弹性引起的载荷变化对提高飞机设计水平具有重要意义。首先给出了一种机翼气动载荷静气弹理论修正方法,该方法应用工程梁理论计算机翼变形,应用涡格法计算变形引起的气动力增量,然后进行迭代直至收敛,用升力面理论对NACA-TN3030报告中的升力线理论进行了改进提高。通过风洞试验证明了该理论方法的准确性。在飞行试验中测量得到了机翼变形和飞行参数两方面的数据,分别以这两方面的数据为输入各自进行弹性修正计算,两种途径得到的结果相互验证,修正结果吻合较好,经过载荷修正后翼根弯矩降低了大约3%,该方法易于在工程中推广使用,对于减轻机翼结构重量有显著意义。

旋翼桨-涡干扰噪声特性风洞试验研究

在中国航空工业空气动力研究院FL–10风洞中开展了旋翼桨–涡干扰噪声传播特性试验,对BO–105主旋翼40%缩比模型中等前飞速度爬升、平飞、斜下降状态的气动噪声进行了测量。首先采用Heyson洞壁干扰修正方法确定风洞试验时的旋翼下滑角,通过气流内测量阵列移动获得了桨盘平面下方完整的噪声辐射场,然后对不同飞行状态下的桨–涡干扰噪声传播特性进行了分析,得到了典型状态的声压–时间历程、频谱和声压级云图。结果表明:旋翼斜下降飞行状态出现了明显的桨–涡干扰噪声,干扰较强时桨叶前行侧和后行侧都会产生桨–涡干扰噪声,且其传播具有明显的方向性,即前行侧指向桨盘上游和桨盘下方,后行侧指向桨盘下游。

多自由度扑翼飞行器的气动特性

扑翼飞行器的翼型从最初的单段翼逐渐衍生出双段翼,学术界至今尚未对单段翼和双段翼优劣形成共识。为探究两种翼型优劣情况,设计并建造了一种新型扑翼飞行器,实现同一飞行器上单翼模式和双翼模式的转换。采用柔性复合泡沫膜作为翼膜材料,提升飞行器外段翼拍打韧劲。搭建可以模拟来流状态和感知扑翼机瞬时力矩的实验平台,控制扑翼拍打频率,测得不同扑翼模式下的升力数据,控制自由流速,测得不同扑翼模式下的推力数据。数据表明,风速适宜且拍打频率为中高频时,双段翼升力约是单段翼的1.2~1.5倍;同等条件下,单段翼推力约是双段翼的1.8倍。表明目前的双段翼机型技术还不成熟,与自然界鸟类高超的飞行能力不符,有待进一步改进机体技术。

长足大竹象成虫体表信息化学物质的提取和鉴定

为了确定我国南方竹林主要害虫长足大竹象Cyrtotrachelus buqueti Guerin-Meneville雌虫是否存在诱引雄虫的化学信息素以及所释放的相关化学信息素的成分,本研究利用风洞和"Y"型嗅觉仪测试到长足大竹象雄虫对雌虫及雌虫体表提取化合物具有正趋向行为反应,随后用GC-EAD和GC-MS对雌虫体表提取化合物进行了分析。在GC-EAD分析时发现雄虫触角对雌虫体表粗提液和体表物质标准品化合物的触角电位反应时有5个GC峰有电生理活性;通过质谱法确定这5个电生理活性GC峰的化学成分分别为苯酚、己酸乙酯、2-壬酮、壬醛和十五酸甲酯。风洞和GC-EAD分析表明,这5种成分的标准品化合物对长足大竹象雄虫具有诱引生物活性和触角电生理活性。结果说明长足大竹象雌虫体表粗提液中存在的苯酚、己酸乙酯、2-壬酮、壬醛和十五酸甲酯是长足大竹象成虫的化学信息素物质。

水平风洞模型自由飞试验技术研究现状及展望

介绍国外水平风洞模型自由飞试验技术研究现状,阐述水平风洞模型自由飞试验平台的组成、作用与意义,重点展望该试验技术的应用前景。对试验平台中动力相似模型设计加工技术、动力模拟技术、舵机运动控制技术、模型姿态实时精确测量技术、飞行控制系统设计与集成技术等关键技术问题进行分析,对发展该试验技术具有指导作用。完善水平风洞模型自由飞试验技术,把传统风洞试验拓展到流动-飞行-控制一体化试验,有利于全面研究和充分挖掘飞行器的气动性能与控制性能,对新一代飞机器的发展、新概念新技术的工程应用将起到重要的推动作用。

基于最大似然法的风洞自由飞试验气动力参数辨识技术研究

采用最大似然辨识算法对风洞自由飞试验数据进行气动力参数辨识,可以避免直接对测量数据进行二阶数值微分造成的气动参数的严重误差。详细介绍了风洞自由飞试验气动力参数辨识的原理及方法,分别通过仿真和实测数据算例对方法进行了具体说明和实现。算例辨识结果表明将气动参数辨识技术应用于风洞自由飞试验,是获取飞行器气动特性的有效途径之一。力导数可辨识性较低,受测量精度影响较大;力矩导数辨识结果与工程软件计算值接近,相对误差在30%以内,基本满足工程精度要求。同时,增加试验数据测量点数、提高数据测量精准度、安装过载测量设备、提升模型加工工艺水平,均有利于提高辨识结果的可信度。

粘虫成虫在气流场中飞行行为的观察研究

通过改进悬吊测飞技术、室内风洞和野外雷达相结合的观测方法 ,研究了粘虫在气流场中的飞行行为特征及其与气流的关系。直筒风洞自由飞行观测的结果表明 ,粘虫蛾对气流有明显行为反应 ,表现为头部迎风起飞和迎风飞行的特性 ;在 3 0～ 5 5m s风速下 ,有 92 %～ 94 %的个体可一次逆风飞行通过 2m长的风洞 ;当风速≥ 6 0m s时 ,有 71 9%的蛾子沿螺旋状的飞行轨迹逆风通过风洞。环形风洞悬吊飞行测试的结果表明 ,粘虫可逆风飞行的最大风速为 7 2m s;在风速≤ 4m s条件下 ,90 %以上个体头部迎风飞行或头部朝向与风向成一定的夹角 ,侧逆风飞行。雷达观测发现粘虫在空中迁飞过程中具有成层现象 ,并有较强的秋季回迁定向行为 ,其头部总是朝向西南 ;迁飞的最终位移与风向及风速大小有关 。

航空植保作业用喷头在风洞和飞行条件下的雾滴粒径分布

为了获得GP-81A系列航空喷头的雾滴粒径分布情况,该文针对GP-81A系列航空喷头进行了风洞条件和飞行条件下的雾滴粒径及分布测试,通过高速风洞测试系统模拟飞行时产生的高速气流开展了气流大小对雾滴粒径及分布的影响研究;基于农用航空常用的Y5B飞机开展了不同型号喷嘴航空喷雾时的雾滴粒径及分布研究;同时,比较了相近喷雾压力条件下,相同喷嘴在风洞条件和飞行条件下的雾滴粒径及分布差距。试验结果表明,风洞条件测试时,当风速小于33.8 m/s时,雾滴粒径随气流的增加而增大;而当风速大于33.8 m/s时,雾滴粒径随气流的增加而减小,足够大的气流可以使雾滴进一步雾化。当气流在33.8 m/s时,7#喷嘴雾滴粒径最大,为491.1μm;当气流在84.87 m/s时,2#喷嘴雾滴粒径最小,为202.1μm。该系列喷头的6种不同喷孔的喷头的雾滴粒径均大于150μm,说明该喷头航空喷雾时的飘移损失较小。在喷雾压力基本相同的条件下,风洞条件下的雾滴粒径测试结果略高于飞行试验结果,主要原因是距离喷头出口的测试位置不同。风洞条件和飞行条件下的雾滴谱相对宽度S值均较小,表明雾滴分布较均匀,而飞行条件下的雾滴分布更均匀些。该研究为进一步优化航空喷头的作业参数,开展减少雾滴飘移研究提供参考。