2.4m跨声速风洞涡轮动力模拟器安全监控系统

2.4m跨声速风洞涡轮动力模拟器安全监控系统,由系统板卡自检、通道校准、系统监控、数据分析及传感器系数数据库模块组成。其在安全联锁设计包括转速信号处理、加速度信号处理、过载保护、转换三通球阀等。应用结果表明,该系统满足跨声速风洞涡轮动力模拟器试验设备对安全监控系统的技术要求。

跨声速翼型风洞开孔壁的简化模型数值模拟

以开孔壁翼型风洞为研究对象,构建简化的仿真模型,模拟开风洞孔壁附近及小孔内的流动,研究开孔壁对风洞试验的影响。研究了开孔壁流动的主要特征参数并建立多孔板模型,为进一步建立数值风洞模型及研究洞壁干扰提供参考。通过简化的孔壁模型,研究了开闭比等特征参数对风洞流场和翼型绕流的影响。构建了二维简化孔壁模型和多孔介质孔壁模型,并验证了以多孔板模型模拟孔壁风洞流场的可行性。本文建立了一种研究跨声速孔壁风洞的孔壁效应的数值方法,为跨声速孔壁风洞流场的模拟研究提供参考,为进一步构建可靠的风洞孔壁数值模拟数学模型提供一种研究思路。

2.4m跨声速风洞TPS测控系统设计与实现

带涡轮动力模拟器(TPS)实验是一种先进的进/排气一体化动力模拟实验技术,该技术能为大型军用运输机、战略轰炸机、大型民用飞机、巡航导弹等推进/机体一体化设计提供必须的实验平台和有力的技术支撑。其中,TPS测控系统主要是为TPS单元驱动气体流量提供精确控制和测量并且负责TPS单元的安全监控工作。笔者介绍了2.4m跨声速风洞TPS测控系统的设计、实现以及调试应用情况。结果表明,整个实验系统运行稳定,工作可靠,TPS涡轮驱动气体的流量波动可以控制在0.001kg/s以内,可应用于型号实验。

人椅组合模型肢体气动特性和局部气动载荷跨超声速风洞试验研究

为了研究弹射过程中人体肢体的气动特性和防护方案的有效性 ,在 1 .2m×1 .2m跨超声速风洞中进行了人椅组合模型肢体测力和局部压力测量试验研究 ,试验的M数范围为 0 .4～ 2 .0 ,迎角范围为 5°～ 30° ,侧滑角范围为 0°～ 90°。结果表明 ,这次试验是成功的 ,所研究的防护装置都是有效的 ,侧滑使背风侧肢体被吹开的趋势增强 。

2.4m跨声速风洞虚拟飞行试验支撑装置研制

风洞虚拟飞行试验是开展气动/飞行力学一体化研究的有效手段,也是连接地面模拟与飞行试验的桥梁和纽带,为了实现风洞虚拟飞行试验真实模拟飞行器机动运动的要求,需要研制一种模型支撑机构研究风洞虚拟飞行试验技术。文中以2.4 m跨声速风洞虚拟飞行试验为背景,设计了风洞虚拟飞行试验支撑装置,并对其进行了力学建模,根据得到的数学模型对结构静力学特性和动力学特性进行了仿真分析,同时也利用CFD技术对其进行了支撑干扰分析。仿真分析结果和试验结果均表明风洞虚拟飞行试验支撑装置设计合理,具有较好的强度特性、刚度特性和较小的支撑干扰,满足风洞虚拟飞行试验研究要求,为该类试验的风洞支撑问题提供了一个可行的技术方案。

动力模拟风洞试验中标准推阻分解方法的适用性分析

从标准推阻分解方法(Standard-Bookkeeping-Method,简称SBM)的原理出发,分析了该方法在不同发动机模拟状态下的适用性。当发动机风扇压比高、喷管流动达到超音速(壅塞)状态时,动力模拟试验采用SBM方法计算质量流量和推力,其结果是正确的;当发动机风扇压比低、喷管流动为亚声速流动状态时,此时质量流量和动力模拟器的推力计算与外涵出口平面处的静压相关,SBM方法中喷口处静压Pe与前方来流静压P0相等的假设,导致计算中引入误差从而影响动力干扰分析。文中给出了不同静压差引起的质量流量和推力误差量,表明在动力模拟风洞试验中应测量外涵出口平面处的静压以获得可靠的动力干扰量。

我国自主设计的新型连续式跨声速风洞开工建设

我国自主设计的0．6米×0．6米新型连续式跨声速风洞在中国空气动力研究与发展中心破土动工。这标志着我国风洞家族又将注入“新鲜血液”，空气动力试验研究能力将实现新的跃升。

飞机带动力模型试验前准备与校准研究

带有高涵道比发动机的民用飞机无论是在高速还是低速飞行时,发动机进、排气对气动特性的影响都不可忽视,尤其是在低速增升构型时进排气的影响更为重要。为了研究发动机动力影响对飞机气动特性的影响,在一个飞机半模模型的发房内安装了TPS发动机模拟器,通过构型变化和运行参数调节来获得低速状态下带动力的影响量。为了获取可靠的数据,试验前需要对TPS进行必要的调试与校准,本文对这些内容进行了详细的阐述。

中国空气动力研究与发展中心巡礼

1978年6月,邓小平同志在听取我国航空事业与空气动力研究试验的情况汇报后指出,风洞和计算机一样,只搞一个中心,为全国服务。要大、中、小配套,满足使用。17年后的1995年10月,记者在我国西南某地看到,总设计师的嘱托正在成为现实:我国风洞中心已跻身于世界著名空气动力学研究试验基地行列,为我国航空、航天和国防科技事业的发展作出了卓越的贡献。

高速风洞带动力模拟试验TPS短舱唇口设计

利用计算流体动力学(CFD)技术分析了进气道质量流量差异对外表面压力系数分布的影响,并通过对发动机进气道唇口的反设计优化,使涡轮动力模拟器(TPS)试验时的外表面压力分布与真实质量流量下的压力分布基本一致.通过对发动机唇口修正,可提高2.4m跨声速风洞高速带动力模拟风洞试验的准度.

C919飞机高速高雷诺数风洞试验圆满完成

2月9日，C919飞机高速高雷诺数风洞试验在欧洲跨声速风洞（ETW）顺利完成，获得了C919飞机从低雷诺数（400万）到高雷诺数（3500万）状态下全机纵向气动力数据．机翼的变形数据和高雷诺数下翼面流动特性。为全面可靠的高速数据集的建立提供了强有力的支撑。

低速TPS试验内式流量控制技术研究

TPS试验技术是风洞中研究飞机/发动机一体化设计的最佳手段之一。作为发动机模拟器的TPS单元采用高压空气驱动,因此高压供气流量控制精度与试验精度直接相关。常用的外式流量控制方式由于风洞模型内部空间限制,无法对2台以上的TPS单元进行流量控制。针对外式流量控制方式的不足,设计了一种基于双喉道匹配设计的内式流量控制装置,集流量控制与测量功能于一体,可同时进行4台TPS单元的流量控制,满足4发运输机的动力模拟试验需求。为考核该装置的性能,进行了地面校核试验,试验结果表明该装置具有良好的流量线性控制能力,控制分辨率优于0.15 g/s,流量控制精度优于3 g/s;在8 m×6 m低速风洞进行了某型飞机全模TPS动力模拟试验,试验重复性精度满足国军标合格指标。

串联式TBCC进气道模态转换模拟器设计及其特性分析

为了实现涡轮基组合循环(TBCC)推进系统平稳模态转换过程的模拟,在前期风洞试验研究的基础上对串联式TBCC进气道模态转换模拟器进行重新设计。采用线性化及非对称的思路对该模拟器进行设计并对其特性展开数值仿真研究。结果表明:该模拟器不仅需要模拟发动机工况改变引起的背压变化,而且能通过流通截面面积线性变化,实现两个通道的流量分配。该装置的特点是能保证模态转换过程中每一点的涡轮/冲压通道的总堵塞比不变,使本文所研究的进气道在总堵塞比保持为65%时进行模态转换,结尾激波基本维持在喉道等直段内且进气道出口马赫数基本维持在0.30,流量系数基本为0.45,涡轮/冲压通道流量呈线性变化,与预期目标一致。

校准箱的基本结构和应用

简要地介绍了CARIA校准箱的基本构成和应用,并给出了该校准箱和荷兰NLR校准箱的一些比较。在这个校准箱中、推力和流量的测量精确度可分别达到0.2％和0.3％。

我国自主设计的亚洲最大超声速风洞开工

由我国自主设计的某新型超声速风洞近日在中国空气动力研究与发展中心奠基开工建设。该风洞建成后，将作为亚洲最大的超声速风洞，与另一座亚洲最大的2．4m跨声速风洞组成大尺寸跨、超声速风洞配套试验设备，极大提高我国空气动力学地面模拟试验能力。该风洞技术属国内首创，其性能更加优良、试验尺寸更大、模拟马赫数范围更宽，预计将在2009年建成。

美国对F-35C跨声速非定常气动特性的研究

有些翼展较大并采用薄翼型的现代战斗机,在跨声速机动飞行时有可能会发生一侧机翼突然失速(AWS)的非定常气动现象,即所谓"掉翼尖",严重影响飞行安全。F/A-18E/F就曾一度受困于这一问题。目前,技术人员担心采用了更大机翼的F-35C可能会面临同样的问题。由于现有的计算机流体动力学(CFD)和风洞试验技术手段很难精确模拟和预测"掉翼尖"现象,还需要通过实际的飞行试验进行验证。

发挥学会的协作优势 为国防建设现代化作贡献

2.4米跨声速风洞是国家“八五”重点工程,是我国独立自主发展航空航天飞行器的重要大型国防科研基础设施,其设计指标达到当今国际先进水平。它凝聚了二代科技人员的心血,历时十余年。

继续工程教育的一种良好形式:技术咨询

今年4~5月,我们邀请了原苏联(俄罗斯)中央流体动力研究院的两名风洞设计专家对我们拟建的引射式跨声速风洞设计方案进行了技术咨询。俄专家针对我们的设计项目提供草图220余份,出具正式咨询报告一份。

现代超临界翼型设计及其风洞试验

开展了现代超临界翼型的设计研究,对现役飞机的压力分布形态进行了分析,针对现役飞机在巡航状态和阻力发散点的压力分布进行对比,提取了现役飞机超临界剖面设计的要点。采用类函数/型函数变换(CST)参数化方法、基于二阶震荡及自然选择的随机权重混合粒子群算法(RwSecSelPSO)、雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程、Kriging代理模型结合定期望值型的目标函数建立了优化设计系统。针对提高阻力发散马赫数和降低巡航低头力矩的设计指标,利用优化设计系统通过调整目标期望值设计了一系列满足设计指标但阻力发散马赫数不同的超临界翼型,并选择了其中具有典型特性的翼型进行了对比分析,验证了提高阻力发散马赫数和低速失速特性的设计方法,指出了在阻力发散点形成平顶形压力分布的超临界翼型具有较好的综合性能。对设计的超临界翼型进行了高、低速风洞试验验证,试验结果表明:设计结果达到了设计指标要求,提出的低速改进方案有效,层流对超临界翼型失速特性影响较大。