低速大迎角张线尾撑系统支架干扰影响研究

为了进一步提高低速大迎角试验数据的质量,掌握支架干扰规律,对Φ3.2m风洞张线尾撑系统进行了支架干扰试验研究。研究结果表明:张线尾撑装置的横梁对飞机纵向的远场干扰量较小,大迎角区域内尾支杆对飞机纵向的近场干扰量较大;迎角小于15°范围内,支架使飞机偏航力矩系数减小、滚转力矩系数增大,随侧滑角增大支架干扰量增大;去掉立尾后尾支杆对俯仰力矩的干扰明显减小。

低速风洞尾撑支杆干扰研究

对气动中心FL-12风洞尾撑尾支杆干扰进行试验研究和数值计算研究。风洞试验采用张线支撑模型,测量了模型有无20°、75°预弯支杆的气动载荷,获得了全机气动特性和支架干扰量。计算状态包括:无支杆状态下全机气动载荷,20°7、5°预弯支杆的干扰量,直尾杆的干扰量,直背支杆的干扰量,通过背支撑方式获得的尾支杆的干扰量。主要研究了预弯支杆的干扰特性、不同支杆的干扰量比较及尾撑支架干扰试验修正方法。

自适应模糊PID控制器在协调控制系统中的应用

主要介绍了在低速风洞尾撑机构中如何应用自适应模糊PlD控制算法,先从单个机构的模型推导入手,然后基于模型给出了详细的算法设计,并基于算法进行了模型仿真,分析了与实际系统区别,最后给出了尾撑机构的协调控制控制思想。

基于张线尾撑的进气道低速风洞试验技术研究

为了在φ3.2m风洞中开展战斗机大迎角进气道特性试验研究,结合该风洞开口试验段及支撑装置的特点,研制了能够模拟战斗机进气道流量的小型引射器装置,发展了基于引射器/张线尾撑一体化设计的战斗机大迎角进气道试验技术。为了验证该项试验技术,研制了进气道流量测量装置,以及基于数字阀的气源控制系统;进行了装置性能研究,并利用某战斗机模型开展了飞机鸭翼对进气道性能的影响试验研究。研究结果表明:引射器引射流量达1.34kg/s,引射器/张线尾撑一体化方案可完全满足我国已有战斗机在3m量级风洞开展进气道试验的流量模拟及开展大迎角试验研究的需求;鸭翼对战斗机进气道性能影响研究为进气道试验模型外形模拟提供了依据。

低速大迎角尾撑支架干扰试验研究

飞行器低速大迎角风洞试验是飞行器研制中必须进行的试验研究项目,而进行大迎角试验时飞行器模型大多采用尾部支撑方式支撑,目前国内对低速大迎角风洞试验结果中的支架干扰都没有进行相应的扣除。本项研究成果可作为今后支架干扰研究或扣除的参考,重点介绍了在中国空气动力研究与发展中心3.2m风洞中,利用张线支撑系统进行有预弯接头的尾撑支架干扰试验研究,获得了预弯尾撑支架干扰随迎角、侧滑角的变化规律,分析了不同形状尾撑支杆的支架干扰特性;并对尾撑支杆的几何参数进行了研究,获得了尾撑支杆长度对尾撑支架干扰量的影响规律,提出了尾撑支杆设计的建议。

5.5m×4m声学风洞尾撑系统机电液联合建模与仿真研究

5.5 m×4 m声学风洞尾撑试验装置采用液压驱动,用来控制模型的迎角和侧滑角,具有4个自由度,是一个复杂的机电液系统。利用Motion/AMESim仿真平台对该尾撑系统进行了机电液一体化建模和联合仿真研究。结果表明:该尾撑系统可以实现模型姿态角的精确控制,满足设计要求。同时也说明Motion/AMESim仿真平台在风洞设计中具有广阔的应用前景。

运输机模型高速风洞试验支撑形式及支撑干扰研究

选择合适的支撑形式并扣除支撑干扰是运输机模型高速风洞试验技术的关键问题。采用理论计算、测力和测压试验等手段研究了不同偏度尾支撑、叶片腹支撑对运输类飞机气动特性的支撑干扰。采用叶片腹支撑分别与0°、5°、15°、30°假尾支撑组合试验及垂尾支撑分别与0°、5°、15°、30°假尾支撑组合试验获得相应尾支撑的干扰特性,采用0°尾支撑与假叶片腹支撑组合试验获得叶片腹支撑的干扰特性。研究表明:0°/5°尾支撑修正支撑干扰后的试验结果与前位叶片腹支撑修正支撑干扰后的试验结果一致性较好,0°/5°尾支撑作为主支撑、前位叶片腹支撑作为辅助支撑是运输类飞机高速风洞试验较好的一种支撑系统,采用该支撑获得的试验结果是可信的;由于很难准确获得大偏度尾支撑的支撑干扰,大偏度(例如30°)尾支撑修正支撑干扰后的试验结果误差较大,选择大偏度尾支撑作为主支撑进行运输类飞机高速风洞试验是不合适的。

大惯性负负载模型支撑机构液压伺服系统设计

针对大型风洞中大惯性、负负载、高精度模型支撑机构液压伺服系统的设计难点,以某大型风洞模型支撑机构中的Y向机构为例,提出4种液压伺服驱动方案。通过AMESim仿真平台对4种方案进行仿真分析,并利用缩比试验平台对其中3种方案进行试验研究。结果表明:非对称伺服比例阀控制非对称缸系统结构简单、控制性能好、性价比高,是比较合理的液压伺服驱动方案。研究结论可作为类似系统设计的参考依据。

水洞大攻角尾撑系统的设计

针对水洞支撑系统还不完善的现状,以AutoCAD、Pro/E等软件平台为基础,设计了用于水洞的尾撑系统,该尾撑系统由攻角机构、转盘机构等部分组成.具体内容包括系统的方案设计、结构设计、三维建模等,并对主要传动机构进行了相关的尺寸计算以及材料力学性能校核.计算结果表明:该尾撑系统具有较大的攻角调节范围,强度和尺寸符合设计要求.

基于模型参考自适应控制方法的风洞尾支杆振动主动控制

考虑尾支杆结构低频振动特性,研究了基于自适应算法的风洞尾支杆振动主动控制方法。在分析尾支杆结构特性,建立有限元模型,提取相应参数矩阵建立系统数学模型的基础上,基于DC增益模态排序方法对模型进行降阶,得到了只含尾支杆俯仰方向上一阶弯曲和二阶弯曲模态的模型;结合模型参考自适应控制方法能够快速预测误差方向的优点,设计了适用于尾支杆结构振动的主动抑振系统,并通过Lyapunov方法证明了控制系统的稳定性。仿真结果表明:基于DC增益排序方法缩减模型能够准确表征实际结构的动态特性,提高分析效率,所设计控制器使得风洞尾支杆结构俯仰振动幅值比原振动幅值降低了88%。

某尾撑机构运动学与液压伺服系统静态特性分析

某风洞尾撑机构通过迎角机构、前侧滑机构、后侧滑机构和Y向补偿机构的协调运动,实现模型迎角和侧滑角的连续调节和精确定位,是一个复杂的机电液系统。针对尾撑机构运动关系复杂、多液压轴精确联动的控制特点,通过运动学分析建立了机构的运动方程,为尾撑机构的精确控制提供依据;通过阀控缸伺服系统静态特性分析得到了阀控缸系统压力和流量的精确计算公式,为液压系统设计和元器件选型提供了依据;通过对某风洞尾撑机构进行计算分析,得到了尾撑机构不同运动情况下的液压缸速度曲线和阀控缸系统压力流量曲线,更加直观地表明了尾撑机构运动过程中各机构的协调运动关系和压力流量的变化趋势。

翼型叶片腹支－尾支组合支撑的干扰特性

选择合适的支撑型式并扣除干扰是大飞机试验技术的关键问题。本文从理论与试验两方面分析翼型叶片腹支、尾支撑的干扰特性以及它们组合后产生的二次干扰问题。全面分析了支撑几何参数、纵向位置对干扰的影响，提供了工程实用支撑系统总体方案。

尾撑大迎角试验技术研究

介绍了在4m×3m低速风洞利用尾撑方式进行某飞机模型低速大迎角风洞试验的情况,在0°≤α≤90°的试验迎角范围内,对分两段完成的飞机低速大迎角风洞试验存在的数据衔接性问题做了简要的分析。研究表明,分段进行飞机低速大迎角试验结果的精度能够满足试验要求,但是不同预弯角度的尾撑支杆在重叠的试验迎角时试验结果存在一小量数据台阶,说明其各自的支架干扰不同,对各自的支架干扰还需作进一步的研究。

旋成体超声速底压特性的并行数值研究

作用在超声速飞行器底部的压强对飞行器设计具有十分重要的意义，因为它可能提供飞行器总阻力的一半以上。目前，底压数据的来源主要还是依靠实验。而风洞实验时支杆的存在又增加了底阻估算的困难。本文用隐式有限体积法求解轴对称ＮＳ方程，在ＰＶＭ平台下数值模拟超声速底部流场，根据底压分布计算出了底压系数。分析了网格密度，支杆直径对底压系数的影响，网格足够密时，计算结果与实验吻合较好。

低速风洞模型振动主动控制仿真研究

风洞试验模型的振动对数据精准度具有较大影响,特别是在大迎角试验状态下模型的振动甚至危害到了试验的安全性。为了提高试验数据的精准度,保障试验安全性,有必要采取措施控制风洞试验中的模型振动。针对中国空气动力研究与发展中心4 m×3 m低速风洞尾撑装置的特点,制定了两种振动主动控制方案,并对控制方案进行了有限元仿真验证。采用ANSYS软件对4 m×3 m风洞尾撑装置进行了有限元建模,在此基础上进行了模态分析,获得了尾撑装置的固有频率及振型等动力学特征。进而采用APDL编程语言,基于平滑预测策略对主动控制过程进行了动力学对比分析。仿真分析表明,所提出的4 m×3 m风洞尾撑装置主动控制方案具有良好的抑振效果。

风洞分布式支撑天平测力试验技术研究

采用双尾支撑测量形式的加工、装配误差会使系统内应力过大,影响测量精度。针对某“双机身”飞机CTS风洞试验气动力测量需求,发展基于多维力天平内置的风洞分布式支撑天平测力试验技术;研制具有消除系统内应力功能的双支撑系统,提出两种6分量双支撑天平校准及测力方法,并对数据处理和双支撑系统可靠性进行检验加载、对比分析和验证。结果表明:风洞分布式支撑天平测力试验技术能够有效消除双支撑天平系统由于过约束而导致的固有装配内应力,双支撑天平系统各部分连接、测量可靠;两种校准测力方法测量精度相当,均能达到单台应变天平测量误差水平,可满足风洞试验测量精度需求;综合考虑现有校准设备校准能力,最终采用“合成式校准测力”方法进行的风洞试验,获得了满意的试验测力精度。

尾支撑喷流试验技术研究

本文以喷流模拟、柱体环形喷管喷流对模型底压影响、以及尾支撑和侧支撑对模型底压影响为基础,从定性、定量得出,用尾支撑作喷流试验,支撑干扰小,可做到既经济又可靠,数据准度较高。

24角形剖面的风洞试验研究及工程应用

为克服圆剖面在雷诺数临界区流动不稳定的缺点，对多种具有高边数多角形剖面的柱体进行了比较试验，优选出２４角形剖面。完成了２４棱柱体和圆柱体在亚、跨、超临界雷诺数下的测力、测压对比试验，揭示了２４角形剖面在全雷诺数范围的低速气动力特性。２４棱柱体的临界雷诺数只有圆柱体的三分之一左右。在临界区气动力变化没有圆柱体那么强烈，侧力小一半左右。在１．２×１０５＜Ｒｅ＜３．６×１０５区域，２４棱柱体的阻力比圆柱体低４０％。综合考虑减阻、减小侧力及流态稳定诸因素，２４棱柱体的有利工作雷诺数范围在２×１０５～４×１０５。该雷诺数范围正是３ｍ量级风洞常用风速支杆的工作雷诺数，２４棱支杆在３ｍ以上量级低速风洞中有推广价值。

高速风洞试验中运输机支撑形式的选择

合理选择模型的支撑形式和解决支架干扰问题是准确获取气动力数据的关键因素。为了寻找一种合适的运输类飞机在高速风洞试验中的支撑形式,首先通过计算分析和试验验证,给出了运输类飞机高速风洞试验中30°尾支撑支架干扰问题存在的原因,然后根据0°、5°、15°以及30°不同尾支撑形式的计算分析和专项试验论证结果,提出并验证了小角度尾支撑是现阶段运输类飞机高速风洞试验中最合理、最有效的支撑形式。

类X-37B航天器气动力天地相关性数值模拟

随着高性能计算机的发展,CFD已成为飞行器设计和流场分析不可缺少的重要手段,风洞试验与飞行数据的天地相关性问题正是其中一项重要的研究内容,X-37B作为继航天飞机之后美国发展的最成功的可跨大气层在轨飞行器,从气动特性角度分析其大气层内飞行走廊的状态对中国类似航天器的研制具有重要的借鉴意义。首先,对计算类X-37B布局飞行器的网格无关性及网格修正开展了研究,在此基础上提出的网格规模影响修正方法对该类飞行器的计算结果修正经过验证是可信的;然后,分别对比分析了雷诺数的影响和试验状态支架干扰的影响,完成了基于数值模拟的高空飞行与风洞试验气动特性差异分析。结果表明,网格规模主要对亚声速来流计算状态压差产生的轴向力影响较大,对法向力系数、俯仰力矩系数和纵向压心影响较小;雷诺数对该类飞行器气动特性特别是轴向力系数、阻力系数和升阻比有较大的影响,但随着马赫数的增加,影响特性开始变的非常复杂;由于风洞试验状态支杆存在,亚跨声速来流条件对该类飞行器的底阻影响很大,需要采取一定的方法和手段对支杆影响进行修正。