大型低速风洞尾撑机构研制

尾撑机构是为大型低速风洞研制配套的多用途支撑设备,其主要用途包括:支撑战斗机模型完成大迎角状态测力、测压试验任务,迎角连续变化范围-15°~90°,侧滑角连续变化范围±35°;支撑大尺度模型(最大翼展达6 m)完成常规测力、测压、地效试验等任务,满足迎角连续变化范围-10°~75°;支撑特殊模型进行特种试验,包括细长体模型、螺旋桨模型、动力模拟试验模型等。标模试验验证结果表明:该机构刚性强,模型支撑牢固,运行灵活,模型姿态变化定位精确,可满足常规和大量特种模型支撑和姿态变化需要。

双尾撑布局飞机飞行载荷分析

对双尾撑布局飞机进行飞行载荷和气动导数分析,重点分析尾撑纵向弯曲刚度和飞行动压变化,对纵向气动力导数、各操纵面效率以及载荷分布的影响.尾撑纵向弯曲刚度变化会引起纵向静稳定性、平尾升降舵的操纵效率及反效速度、平尾的载荷分布的显著改变.尾段刚度尤其是尾撑的纵向弯曲刚度往往会构成双尾撑布局飞机气动弹性设计的薄弱环节,在设计时应该严格控制尾撑的刚度指标.

双尾撑布局弹性飞机配平诱导阻力分析与优化

基于能量方法推导了弹性飞机静气弹配平方程,提出了用定常涡格法结合Trefftz平面理论与阻力计算经验公式来求解弹性飞机定直平飞配平状态诱导阻力与配平阻力的分析思路,建立了通过机翼几何扭转角优化配置减小全机诱导阻力的分析方法.以某双尾撑无人机为例进行研究,分析发现尾撑纵向弯曲刚度对该布局飞机的全机诱导阻力、升降舵配平舵偏型阻及全机阻力等参数有重要影响.优化分析结果表明:通过机翼扭转角的合理优化,可使全机展向升力分布形式更接近于椭圆分布,进而有效减小全机诱导阻力,且对其他阻力分量也有一定的减缓效果.

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。

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。

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。

小型无人机C／G复合材料尾撑杆的设计

本文较详细地介绍了小型无人机Ｃ／Ｇ复台材料尾撑杆的结构设计和工程计算方法，并给出了静力强度试验结果。

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。

液压风洞尾撑系统的设计

在简要分析机械传动式风洞尾撑系统的原理的基础上，介绍了液压风洞尾撑系统的原理及其设计。

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.

小型无人机C／G复合材料尾撑杆的研制

本文介绍了复合材料管件（无人机尾撑杆）的结构与铺层设计、基体树脂选择和成型工艺以及性能测试等内容。

小型无人机复合材料等径细长尾撑杆的制备工艺研究

通过技术改进及工艺试验,探索了一种采用组合金属阴模控制产品外形精度,制备了"铝棒+Aircast 3700硅橡胶"作为芯模。这种芯膜可以实现在120℃热膨胀加压,烘箱低成本进行固化的制作工艺,且制备的产品满足设计要求。

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。

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。

某型无人机碳纤维尾撑钻孔组合夹具设计与应用

结合设计图样及材料特性,研究了一种用于加工碳纤维尾撑的工艺及钻孔组合夹具,并阐述了其设计要点。

无人机中翼与尾撑之间易损连接结构研究

针对伞降回收双尾撑后推式气动布局的中小型无人机在非正常着陆情况下中翼损伤的问题,分析了中翼损伤的原因及减少其受损的途径,论证了在尾撑上设置易损连接结构的可行性,给出了在尾撑上设置易损连接结构的原理和方法,有效地解决了此问题。

某型无人机碳纤维复合材料尾撑杆研制

针对某型双尾撑布局无人机尾撑杆的总体设计指标要求,开展了结构设计与工艺研制:设计了变椭圆截面锥管构型尾撑杆,采用高比强碳纤维复合材料,通过有限元仿真计算校核,确定了尾撑杆的设计状态;创新性地采用低成本卷管成型工艺方案,制备了尾撑杆实物,并通过2.5 g静力试验考核。本文研制的尾撑杆满足了轻量化、高性能、低成本的综合要求。

双缸驱动风洞尾撑系统偏航角的分析

对采用双非对称液压缸驱动风洞尾撑系统偏航角的结构形式进行了总体分析和研究，为对双缸的控制提供了一定的理论依据。

FL-17风洞尾撑装置试验载荷评估方法研究及评估软件开发

基于坐标变换方法推导了FL-17风洞尾撑装置中的迎角驱动油缸、迎角铰链轴承和侧滑铰链轴承在模型重力载荷和气动载荷作用下所承受的载荷,得到了载荷矢量的解析式,建立了载荷评估准则。采用Matlab开发了载荷评估程序,建立了载荷评估软件界面,通过导入尾撑装置结构参数、输入载荷参数即可快速完成油缸驱动力和轴承当量载荷计算,得出油缸驱动力裕量系数和轴承安全系数,克服了采用多体动力学仿真计算量大,评估效率偏低的缺点。以某风洞试验载荷评估工作为例,采用所开发的载荷评估软件进行了评估计算,得出了尾撑装置强度满足试验要求的结论。为风洞试验准备和论证工作提供了一种高效高精度的方法,具有较强的工程应用价值。