2.4m跨声速风洞连续变迎角试验关键技术研究

在2.4m跨声速风洞开展连续变迎角试验技术研究中,遇到了3个难题:跨声速流场被持续扰动,快速精确补偿困难;试验有用信号频率与干扰信号频率产生重叠,降噪处理困难;信号间不同步对试验数据的影响增大,信号精确同步困难。采用总静压滤波优化和PID(Proportional Integral Differential)调节优化等方法提高流场快速跟随性,硬件+软件+小波等复合滤波方式进行降噪处理,并利用互相关函数实现各信号的精确同步,建立了2.4m跨声速风洞连续变迎角试验技术。使用J7等标模对该项技术进行了验证,结果表明,上述问题均得到有效解决,连续变迎角试验流场Ma数稳定在±0.002范围内,数据的精准度达到阶梯测力试验水平。

8m×6m风洞特大迎角机构连续扫描试验技术研究与应用

基于CARDC 8m×6m风洞特大迎角机构,通过对速压、测控、实时迎角测量、试验流程等各系统的改进,开展了连续扫描试验技术的研究工作,实现了某型战斗机和运输机的连续扫描测力试验,试验精准度达到了常规步进试验方式的同等水平,而获取的试验信息量及试验效率大幅提升。

火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术

为获得火星探测器物伞系统动力学仿真中需要使用的降落伞轴向力、法向力、俯仰力矩系数,开展了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术研究,研制了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验装置,进行了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验,获得了火星探测降落伞模型在马赫数范围0.4~0.8、迎角范围0°~25°时的轴向力、法向力和俯仰力矩系数,并对支撑干扰及洞壁干扰影响进行了扣除修正。试验结果表明:火星探测降落伞模型的轴向力系数随迎角变化较小;常规透气伞的法向力系数随迎角增大而增大,在马赫数为0.4和0.6时,低透气伞的法向力系数在小迎角时随迎角增大而减小;在马赫数范围0.4~0.8时,常规透气伞静稳定,低透气伞的静稳定性较常规透气伞减小,在马赫数为0.4和0.6时,低透气伞在零迎角时静不稳定,出现了非零配平迎角。

宽体扁平钢箱梁气动力特性及涡振性能研究

针对宽体扁平钢箱梁对风作用比较敏感的情况,以寸滩长江大桥主桥[(250+880+250)m双塔单跨悬索桥,加劲梁宽高比为12]为背景,采用风洞试验和数值模拟相结合的方法对其钢箱梁气动力特性和涡振性能进行研究。通过节段模型风洞试验测试其在不同风速和风攻角下的静力三分力系数变化情况及0°、±3°、±5°、±7°7种风攻角下的涡振响应,并通过软件模拟加劲梁断面周围压强随风攻角的变化情况。结果表明:该宽体扁平钢箱梁在不同风速下的静力三分力系数十分接近,雷诺数对其影响较小,加劲梁断面具备气动稳定的必要条件,气动性能良好;风攻角的变化在一定程度上改变了断面迎、背风侧及上、下方压力差,导致静力三分力系数变化;该梁对风攻角变化敏感,大风攻角作用下扭转涡振响应变化幅度大于竖向响应变化幅度,更容易发生大范围大振幅涡振。

风力机翼型极大迎角风洞直接测力试验技术

在西北工业大学NF-3风洞的二元试验段开展风力机翼型极大迎角（±180°）条件下气动力和力矩的直接测量研究。介绍了极大迎角条件翼型测力试验的设备及试验方法。分析试验测试天平量程匹配与常规迎角翼型测力试验时的差异。试验结果分析及与风洞测压试验结果的比较表明，在极大迎角条件下，翼型气动力和力矩的直接测量方法能得到与测压方法一致、正确的试验结果；极大迎角条件翼型测力试验时天平的量程应按体轴系各量最大值确定；此条件下测量天平法向力最大值与切向力最大值的比值为常规试验条件下两者比值的2～3倍。

大攻角连续扫描试验技术在某型号飞机上的应用

在CARDC4m ×3m 低速风洞中应用的大攻角连续扫描试验技术克服了以往在低速风洞中进行的常规步进攻角静态试验效率低,试验结果信息量少的缺点,实现了对飞机模型的气动量在整个攻角试验范围连续测量,完整地描述了模型的大攻角静态气动特性,为型号研制提供了丰富的风洞试验结果。笔者结合某型号飞机试验。

战斗机大迎角气动特性研究技术的发展与应用

飞机布局的大迎角气动特性是决定飞行包线左边界的主要因素之一。飞行包线左边界区域的扩展增强了飞机的大迎角机动性和敏捷性,但是同时也极大地挑战着飞机的安全。几十年来,随着大迎角飞行研究技术的发展,战斗机飞行不断突破失速迎角附近及以上区域,将飞行左边界左移,扩大了飞行包线,减少了飞行限制,挖掘了战斗机的作战潜能。本文对战斗机大迎角飞行相关的气动特性研究技术,包括流动机理研究、数值计算方法研究、风洞气动试验、气动建模与数据库构建、气动与控制综合验证等关键技术的发展与应用进行了阐述。基于这些技术的发展,结合工程实践经验,提出了战斗机大迎角气动特性研究的整体思路和方法,包括大迎角气动力预先设计、气动力获取、气动力表达、气动力综合分析和气动-运动-控制一体化验证五个部分,以供相关装备研制参考。

亮化工程斜拉索气动特性试验研究

为研究安装类半圆形新型亮化灯具后斜拉索的抗风稳定性,以某斜拉桥斜拉索亮化工程为背景,通过风洞静力三分力和动力试验对其驰振及涡振性能进行分析。风洞试验模型斜拉索直径与原桥保持一致,取具有代表性的75,100,120 mm 3种直径带灯具的斜拉索进行试验。根据静力三分力试验结果和Den Hartog驰振理论,计算得到3种直径带灯具的斜拉索的驰振力系数,最小驰振力系数平均值为-4.2,具备发生驰振现象的必要条件。进一步对不同风攻角及不同风向角进行动力试验,结果表明:当风攻角为90°时,直径100 mm及120 mm带灯具的斜拉索发生小振幅涡振;当风向角为20°及25°时,直径100 mm带灯具的斜拉索发生小振幅驰振,驰振风速分别为30.3 m/s和39 m/s;3种直径带灯具的斜拉索均未发生大振幅驰振及涡振现象。

并列双幅变截面箱梁阻力系数的干扰效应研究

基于节段模型风洞试验,对比研究了4种不同高宽比的并列双幅箱梁在不同风攻角和不同间距时的阻力系数与单箱梁阻力系数的差异。给出了阻力系数干扰因子(定义为双箱梁上游(或下游)箱梁阻力系数与单箱梁阻力系数的比值)随风攻角和间距变化规律。结果表明:上游箱梁阻力系数的干扰效应主要体现在D/B≤1的间距范围。高宽比对上游箱梁阻力系数干扰效应的影响不大。当0.025≤D/B≤1,风攻角为-10°~10°时,上游箱梁阻力系数干扰因子的变化范围为0.8~1.3左右;下游箱梁阻力系数的干扰效应表现为显著的减小效应。这种减小效应随着间距的减小和高宽比的增大愈发明显,与负向风攻角时相比,这种减小效应在正向风攻角时更明显。

考虑小攻角影响H型风轮变桨方法研究

升力型立轴风轮叶片气动特性随方位角变化而变化,可通过变桨来改善。与传统变桨思路相反,采用在小攻角区域大角度变桨,在大攻角区域小角度变桨,以重点改善小攻角区域性能为出发点来提高风轮整体性能的变桨思路。以NACA0012翼型2 m高和2 m旋转直径的两叶片H型风轮为研究对象,基于双盘面多流管模型,分析和比较在最佳尖速比5时变桨前后攻角、切向力系数、能量密度的分布及其变化规律,验证新变桨方案效果。研究结果表明:变桨后上盘面攻角、切向力系数、能量密度的高性能覆盖面积明显增大。在上盘面,攻角和切向力系数呈梯形分布;在下盘面原极大值两侧形成了新的更大的极大值区域,攻角呈W分布,切向力系数呈M分布。

旋成体在无侧滑大攻角下的横向气动力特性

介绍具有尖锥头部细长旋成体（以下简称弹体）在无侧滑下横向气动力随攻角变化特性，其中包括尖锥头部顶角、旋成体长细比、初始滚转角、试验雷诺数诸参数对横向气动特性的影响。还介绍美国ＮＡＳＡ的一篇综合研究报告的部分结果。试验结果表明，在低亚音速下，弹体气动特性对上述诸参数反应极为敏感，有时呈现随机特性。头部加边条、减小长细比或在后体装尾翼，将有助于减弱横向气动力。采用弹体旋转飞行技术，虽然产生Ｍａｇｎｕｓ侧向力，但有效地克服了气动力的随机性。

不同风攻角下薄平板的颤振导数

薄平板在不同风攻角下的颤振导数鲜有研究。该文以宽厚比40的薄平板为研究对象,首先采用强迫振动风洞试验测试技术,在0°、3°、5°和7°攻角条件下对其颤振导数进行了测试。结果表明,0°攻角下薄平板模型和理想平板的4个关键颤振导数保持一致。颤振导数A_2~*在0°、3°和5°下为负值,且随着攻角增加绝对值减小,在7°攻角下当折算风速小于15时,A_2~*虽然仍为负值但接近于0,当折算风速大于15时转为正值并迅速增大;其他颤振导数在0°、3°和5°下的改变不如A_2~*显著,但在7°攻角下有显著变化。分别采用耦合颤振计算和自由振动风洞试验获得了薄平板模型在不同攻角下的颤振临界风速,两者误差小于4.5%,验证了颤振导数的准确性。研究成果也为大跨度桥梁考虑风攻角影响的颤振计算提供了参数。

发动机引流对飞机气动力的影响试验研究

飞机气动力特性是飞机特性的基本表征。发动机的引流对气动力的影响直接关系到气动力建模的准确性、飞行品质和飞行安全。将真实涡喷发动机安装在某缩比验证飞机内,较逼真地研究了发动机推力大小、空气流动速度大小和方向等对气动力的影响。结果表明,发动机引流对验证机气动力的影响主要体现在轴向力、法向力和俯仰力矩上,发动机推力越大,引流效果越明显,且在超过失速迎角后的某迎角处法向力和俯仰力矩的增量达到最大值;而在不同侧滑角、一定风速范围内以及舵面偏转等情况下,发动机引流引起的气动力增量主要表现在失速迎角附近。因此在进行大迎角机动研究时,必须考虑发动机引流对气动力的影响。

Φ0.5米高超声速风洞连续变攻角测力试验数据处理方法研究

Φ0.5米高超声速风洞连续变攻角测力试验具有数据量大和试验效率高的优点,但受传感器响应不一致、模型自重及加减速过程的影响,无法对试验数据直接进行处理,需要对试验数据进行修正,主要开展了以下工作:首先通过测试确定了模型攻角控制系统运行参数、数采系统参数和软件采集策略;然后使用无延时数字滤波器对试验数据进行降噪处理,并应用互相关函数计算天平各分量相对攻角信号的延时,基于常规测力试验数据处理流程,系统提出了天平支杆弹性角、模型自重、模型离心力及惯性力的修正方法;最后开展了对比验证试验及天平温度效应试验,结果表明连续变攻角试验结果与常规阶梯试验结果吻合较好,连续变攻角试验技术可有效降低高马赫数条件下的温度效应。

一种新颖的侧滑振动导数实验技术

北京大学低速风洞中采用一种新的测量侧滑振动导数的原理和技术，它利用同一强迫振动装置，更换少许运动转换件和支杆，实现五种单自由度强迫振动，由六分量天平和相关滤波仪器测量出全部组合导数和下洗时差导数，而侧滑振动导数是通过对应的侧滑－滚转振动与演转振动测出的组合导数之差得到的。本文给出了某教练机大攻角侧洗时差导数的典型结果。

连续变攻角百叶窗翅片的传热及流动特性

为获得较好性能的强化传热翅片,在百叶窗翅片的基础上,提出4种不同连续递增或递减攻角的百叶窗翅片,并对其传热及流动特性进行研究。不同翅片的攻角分别为：LF1＋2°（22°,24°,26°,28°,30°,28°,26°,24°,22°）,LF2＋3°（18°,21°,24°,27°,30°,27°,24°,21°,18°）,LF3 0°（攻角均为30°）,LF4-3°（30°,27°,24°,21°,18°,21°,24°,27°,30°）,LF5-2°（30°,28°,26°,24°,22°,24°,26°,28°,30°）。计算结果显示,虽然连续变攻角百叶窗翅片的换热性能略低于固定攻角的百叶窗翅片,但其流动阻力大大降低,综合性能更好。说明在相同的压降下,连续变攻角百叶窗翅片的换热性能更好。在Re=408~1230时,LF2和LF4的综合性能最好。

大攻角下超大跨度斜拉桥颤振性能节段模型风洞试验

为了研究一座1400m跨径流线型闭口箱梁断面斜拉桥的颤振性能,根据其风致静力失稳或颤振前主梁最大有效风攻角已接近±10°的特点,通过弹簧悬挂节段模型试验,开展了大攻角下桥梁颤振性能研究。试验发现,在4°~10°风攻角下,高风速时模型均出现了弯扭耦合程度较弱的自限幅非线性颤振现象;而在其他攻角下,高风速时模型则表现为常规的发散型弯扭耦合颤振。研究发现,经典的线性颤振理论无法适用于研究试验中大攻角下出现的非线性颤振现象。因此,采用了一种简化的非线性半经验数学模型来表示非线性颤振中的自激扭矩,并从试验模型颤振位移时程中识别得到了模型参数。基于这一非线性自激力模型,通过试验测得的位移信号来构造自激扭矩时程,再利用自激扭矩的做功时程来识别各个气动参数。之后,利用其中的部分气动参数构造气动阻尼,并基于结构阻尼系数与气动线性阻尼系数之和为零的判断条件,提出了一种针对非线性颤振现象的临界风速确定方法,同时将线性和非线性颤振的起振判断条件进行了很好的统一。研究结果表明,利用这一方法求得的颤振临界风速与风洞试验中出现的现象基本吻合。

FD16风洞连续变攻角测力试验技术研究

FD16风洞为1.2 m口径暂冲式高超声速风洞,通常采用阶梯变攻角测力试验方式,试验得到的数据点稀疏,难以准确描述气动试验曲线细节特征,同时其单次风洞试验时间长,气源需求量大。通过攻角机构改造、多信号连续同步采集、数据滤波及修正等方法,建立了FD16风洞连续变攻角测力试验技术。对比试验结果表明,该项试验技术获得的气动力数据与常规阶梯方式具有很好的一致性,可以满足工程实用的要求。此外,该项技术能够减少25%吹风时间,提高经济效益的同时,现有真空引射运行方式也能够满足测力需求,解放了FD16风洞生产力。

一种高超声速进气道加速自起动的实验方法

为了探寻在地面常规暂冲式风洞中开展高超声速进气道加速自起动实验的可行性,提出了基于前遮板的高超声速进气道连续变攻角加速自起动实验方法。该实验方法通过将安装有前遮板的进气道模型在风洞实验段整体从极限正攻角旋转至极限负攻角,前遮板会产生激波对远前方气流减速,或产生膨胀波对远前方气流加速,而位于前遮板下游的进气道即可获得加速自起动过程所需连续加速的来流条件。通过数值仿真对所提出的加速自起动实验方法进行了验证。研究结果显示:以2(°)/s的角速度整体旋转基于前遮板的高超声速进气道模型,其起动马赫数与高超声速进气道自身加速自起动马赫数相差在1%以内,表明基于前遮板的高超声速进气道连续变攻角加速自起动实验方法能够被用于在常规暂冲式风洞中开展高超声速进气道加速自起动实验研究。

某式某型高超声速风洞连续变攻角测力试验测试系统研制及关键技术研究

在某式某型高超声速风洞开展了连续变攻角测力试验技术研究,针对性地建立了某式某型高超声速风洞专用的连续变攻角试验软硬件测试系统,完成了模型攻角的实时测量、滤波截止频率和机构运行角速度择选、多类信号高速连续采集、信号相关性研究和数据同步修正、专用数据采集和处理软件研制等多项研究内容。该项技术通过了多轮动态试验验证,从试验结果可以看出,同阶梯变攻角试验方式相比,某式某型高超声速风洞连续变攻角试验技术缩短了约2/3的试验时间,大幅节约了气源,有效地减小天平温度效应,获取了更丰富的试验数据,达到了预期的研究目的,实现了某式某型高超声速风洞连续变攻角测力试验技术的工程化应用,可用于大多数测力试验。