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Model Aerodynamic Tests with a Wire-driven Parallel Suspension System in Low-speed Wind Tunnel 被引量:21
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作者 肖扬文 林麒 +1 位作者 郑亚青 梁斌 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2010年第4期393-400,共8页
Owing to the advantages of wire-driven parallel manipulator, a new wire-driven parallel suspension system for airplane model in low-speed wind tunnel is constructed, and the methods to measure and calculate the aerody... Owing to the advantages of wire-driven parallel manipulator, a new wire-driven parallel suspension system for airplane model in low-speed wind tunnel is constructed, and the methods to measure and calculate the aerodynamic parameters of the airplane model are studied. In detail, a static model of the wire-driven parallel suspension is analyzed, a mathematical model for describ- ing the aerodynamic loads exerted on the scale model is constructed and a calculation method for obtaining the aerodynamic parameters of the model by measuring the tension of wires is presented. Moreover, the measurement system for wire tension and its corresponding data acquisition system are designed and built. Thereafter, the wire-driven parallel suspension system is placed in an open return circuit low-speed wind tunnel for wind tunnel tests to acquire data of each wire tension when the airplane model is at different attitudes and different wind speeds. A group of curves about the parameters for aerodynamic load exerted on the airplane model are obtained at different wind speeds after the acquired data are analyzed. The research results validate the feasibility of using a wire-driven parallel manipulator as the suspension system for low-speed wind ttmnel tests. 展开更多
关键词 wire-driven parallel manipulators low-speed wind tunnel suspension system aerodynamic loads testS
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大型低速风洞全模阵风试验支撑装置研制与验证
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作者 于金革 由亮 +3 位作者 张颖 赵冬强 李俊杰 杨希明 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2024年第8期1462-1468,共7页
为适应日益增多的低速风洞全模阵风试验的需要,发展阵风试验技术,在航空工业气动院FL-10风洞研制了一套双自由度支撑装置,该装置放开了模型升沉和俯仰方向的较大运动自由度,实现了飞机刚体运动模态的模拟。装置主要结构为“钢梁+小滑车... 为适应日益增多的低速风洞全模阵风试验的需要,发展阵风试验技术,在航空工业气动院FL-10风洞研制了一套双自由度支撑装置,该装置放开了模型升沉和俯仰方向的较大运动自由度,实现了飞机刚体运动模态的模拟。装置主要结构为“钢梁+小滑车”,小滑车可在钢梁上自由滑动,避免了采用滑轨形式导致模型运动过程中出现卡滞现象;采用整流翼型与风洞上下壁板连接,减小了对风洞的破坏,降低了对风洞流场的影响;装置升沉运动高度为3 m,俯仰角范围可达±34°;升沉摩擦因数小,机构变形量小,具备模型防护功能。应用该装置成功开展了民机阵风载荷减缓试验,证明了装置设计合理,可以应用于低速全模阵风试验。 展开更多
关键词 FL-10风洞 全机模型 阵风试验 双自由度 模型支撑
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大型低速风洞尾撑机构研制
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作者 张德久 徐剑英 +2 位作者 谢明伟 蔡清青 李进学 《兵工自动化》 北大核心 2024年第2期35-39,共5页
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... 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。 展开更多
关键词 尾撑机构 低速风洞 试验设备
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4 m×3 m风洞大迎角机构上位机软件
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作者 刘赟 黄心跃 +1 位作者 张苗苗 陈陆军 《兵工自动化》 北大核心 2024年第7期79-81,96,共4页
针对大迎角机构机械装置、控制硬件的改造升级,基于Labview框架平台设计编写上位机控制软件。优化更新基于TCP/IP协议的Socket通信,增设虚拟支杆设定、模型防碰撞识别等功能。编制的控制软件已成功应用于气动中心4 m×3 m低速风洞... 针对大迎角机构机械装置、控制硬件的改造升级,基于Labview框架平台设计编写上位机控制软件。优化更新基于TCP/IP协议的Socket通信,增设虚拟支杆设定、模型防碰撞识别等功能。编制的控制软件已成功应用于气动中心4 m×3 m低速风洞大迎角试验。结果表明,该软件有效提升了试验质量效率和设备运行安全。 展开更多
关键词 4 m×3 m低速风洞 大迎角试验 上位机控制软件
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我国大型飞机风洞试验技术研究现状与发展趋势
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作者 吴军强 崔晓春 +1 位作者 魏志 杜文天 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2023年第12期83-94,共12页
大型飞机风洞试验技术是大型飞机产业化发展的重要技术基础。本文简要介绍了大型飞机气动布局特点及其风洞试验需求,阐述了近十多年来我国在边界层转捩精确模拟与流动精细化观测、高速风洞试验模型支撑、精细化气动力/气动载荷测量、气... 大型飞机风洞试验技术是大型飞机产业化发展的重要技术基础。本文简要介绍了大型飞机气动布局特点及其风洞试验需求,阐述了近十多年来我国在边界层转捩精确模拟与流动精细化观测、高速风洞试验模型支撑、精细化气动力/气动载荷测量、气动力试验数据修正、气动噪声、结冰与防除冰等大型飞机风洞试验技术研究方面的发展现状,分析了我国现有风洞试验技术能力水平与航空发达国家及未来型号发展需要之间的差距,并提出了下一步发展建议。 展开更多
关键词 大型飞机 低速风洞 跨声速风洞 试验技术 研究现状 发展趋势
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8 m×6 m低速风洞悬臂支撑机构远场干扰试验
6
作者 刘李涛 黄志远 +3 位作者 陈洪 范利涛 李小兵 刘砚 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2023年第7期102-111,I0002,共11页
8 m×6 m低速风洞悬臂支撑机构是风洞主力支撑装置,其对试验模型的气动干扰可分为近场干扰和远场干扰(主要为悬臂干扰)两部分,采用两步法进行的支撑干扰试验一般仅获取近场干扰量,而获取远场干扰量则较为复杂,普遍对其进行了忽略。... 8 m×6 m低速风洞悬臂支撑机构是风洞主力支撑装置,其对试验模型的气动干扰可分为近场干扰和远场干扰(主要为悬臂干扰)两部分,采用两步法进行的支撑干扰试验一般仅获取近场干扰量,而获取远场干扰量则较为复杂,普遍对其进行了忽略。本文在8 m×6 m低速风洞采用流场测量和典型模型测力试验方法对悬臂支撑机构远场(悬臂)干扰进行了研究,获得了较为可靠的悬臂干扰特性,并建立了基本修正方法,可为后续8 m×6 m低速风洞悬臂支撑机构远场干扰通用修正方法的建立和验证提供数据支撑。 展开更多
关键词 低速风洞 悬臂支撑机构 远场干扰 试验 修正方法
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低速风洞尾撑支杆干扰研究 被引量:12
7
作者 章荣平 王勋年 +1 位作者 李真旭 任智勇 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期33-38,共6页
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... 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。 展开更多
关键词 尾撑 支架干扰 数值模拟 低速风洞试验 张线支撑 背撑
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8m×6m风洞铰链力矩试验技术 被引量:7
8
作者 张晖 肖京平 +1 位作者 杨远志 金华 《流体力学实验与测量》 EI CSCD 北大核心 2004年第2期20-24,共5页
介绍了8m×6m风洞近年来研究完善的全尺寸部件铰链力矩试验技术、大尺度模型舵面铰链力矩试验技术及全尺寸鱼雷舵面铰链力矩试验技术的优势和特点,给出了部分典型试验结果。8m×6m风洞进行的铰链力矩特性试验研究技术的不断发... 介绍了8m×6m风洞近年来研究完善的全尺寸部件铰链力矩试验技术、大尺度模型舵面铰链力矩试验技术及全尺寸鱼雷舵面铰链力矩试验技术的优势和特点,给出了部分典型试验结果。8m×6m风洞进行的铰链力矩特性试验研究技术的不断发展和完善,为飞机及鱼雷操纵系统的改进设计提供了可靠的基础,为各类飞行器、航海器舵面铰链力矩测量与研究做出了积极贡献。 展开更多
关键词 铰链力矩测量 风洞试验 流场模拟 数据修正
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舵面铰链力矩及其缝隙效应研究 被引量:7
9
作者 黄宗波 王勋年 章荣平 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期1-6,共6页
对翼型舵面铰链力矩的缝隙效应进行了低速风洞试验研究和CFD计算研究。风洞试验在1.4m×1.4m低速风洞中进行,测量模型在不同缝隙下舵偏分别为-10°、-5°0、°、5°1、0°时的气动载荷,获得了缝隙对模型舵面铰... 对翼型舵面铰链力矩的缝隙效应进行了低速风洞试验研究和CFD计算研究。风洞试验在1.4m×1.4m低速风洞中进行,测量模型在不同缝隙下舵偏分别为-10°、-5°0、°、5°1、0°时的气动载荷,获得了缝隙对模型舵面铰链力矩的影响。采用CFD软件计算不同缝隙下各个舵偏状态时的舵面铰链力矩。主要研究舵面的铰链力矩特性受缝隙效应的影响。研究表明,舵面铰链力矩随迎角或舵偏的增大而增大;缝隙宽度对舵面的铰链力矩特性影响比较复杂,总体上影响程度不显著;CFD软件计算结果和风洞试验结果具有较好的一致性。 展开更多
关键词 铰链力矩 数值模拟 低速风洞试验 缝隙效应
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现代民用飞机气动弹性模型低速风洞试验适航符合性验证技术研究 被引量:5
10
作者 梁技 杨飞 杨智春 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2013年第12期1-5,16,共6页
现代民用飞机须严格按照适航规章要求进行设计,国内现代民用飞机的气动弹性设计参照的适航条款主要为CCAR25.629条款"气动弹性稳定性要求"和咨询通报AC25.629-1A"Aeroelastic Stability Substantiation of Transport Cat... 现代民用飞机须严格按照适航规章要求进行设计,国内现代民用飞机的气动弹性设计参照的适航条款主要为CCAR25.629条款"气动弹性稳定性要求"和咨询通报AC25.629-1A"Aeroelastic Stability Substantiation of Transport Category Airplane"。低速颤振模型风洞试验是飞机气动弹性设计中的一种有效技术手段,用以摸清飞机的亚音速颤振特性、影响颤振特性的敏感参数及其影响规律,并验证理论分析结果;低速颤振模型风洞试验同时也是民用飞机适航符合性的一种验证方法,用以表明飞机气动弹性设计的适航符合性。结合某型号飞机研制经验对民用飞机低速颤振模型风洞试验的适航符合性验证技术进行探讨研究,提出了切实可行的民用飞机低速颤振模型风洞试验适航符合性设计和验证方案。 展开更多
关键词 民用飞机 气动弹性 颤振模型 低速风洞试验 适航符合性
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8m×6m风洞特大迎角试验设备研制 被引量:4
11
作者 孙海生 张晖 +1 位作者 汤更生 王超棋 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2009年第1期70-73,共4页
8m×6m风洞特大迎角试验设备是该风洞最新配套的多用途支撑系统,其主要用途包括3个方面:(1)支撑战斗机模型完成特大迎角状态测力、测压试验任务,迎角连续变化范围0°~120°,侧滑角变化范围达±300;(2)支撑大... 8m×6m风洞特大迎角试验设备是该风洞最新配套的多用途支撑系统,其主要用途包括3个方面:(1)支撑战斗机模型完成特大迎角状态测力、测压试验任务,迎角连续变化范围0°~120°,侧滑角变化范围达±300;(2)支撑大尺度模型(最大翼展达6m)完成常规测力、测压、地效试验任务,此时迎角连续变化范围-10°~30°,在特定条件下,迎角可扩展到70°以上;(3)支撑特殊模型进行特种试验,包括细长体模型、车辆模型、螺旋桨模型、动力模拟试验模型等。该设备主要特点有:模型支撑方式多样,可满足常规和大量特种模型支撑和姿态变化需要;系统刚性强,模型支撑牢固,变形小;机构运行灵活,模型姿态变化定位精确。 展开更多
关键词 大迎角 低速风洞 试验设备
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大展弦比机翼低速静气动弹性模型的设计、制作和风洞试验 被引量:6
12
作者 钱卫 张桂江 刘钟坤 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2013年第3期93-97,共5页
通过弹性相似模型的风洞试验研究大展弦比机翼在弹性变形下的气动特性是研究飞机静气动弹性特性的重要手段。发展了一种静气动弹性模型低速风洞试验技术,针对某大展弦比机翼,设计、制作了缩比弹性结构相似模型,在南京航空航天大学NH03... 通过弹性相似模型的风洞试验研究大展弦比机翼在弹性变形下的气动特性是研究飞机静气动弹性特性的重要手段。发展了一种静气动弹性模型低速风洞试验技术,针对某大展弦比机翼,设计、制作了缩比弹性结构相似模型,在南京航空航天大学NH03风洞进行了低速静气动特性风洞试验。详细介绍了弹性模型的各项技术和风洞试验结果,结果表明该项技术适合大展弦比机翼静气动弹性特性的研究,试验结果可作为大展弦比机翼设计的重要参考。 展开更多
关键词 静气动弹性 缩比结构相似模型 大展弦比机翼 低速风洞试验 柔度影响系数矩阵
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民机低速风洞测力试验技术研究 被引量:3
13
作者 郝卫东 司永昌 高静 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第4期34-37,共4页
民机低速风洞测力试验技术是中国航空工业空气动力研究院低速所新研制的一项试验技术,为了达到国际先进测量水平,该项技术先后成功研制了专用的应变天平,改进了模型支撑和稳风速控制系统,用CRJ民机模型进行了风洞试验验证。试验结果表明... 民机低速风洞测力试验技术是中国航空工业空气动力研究院低速所新研制的一项试验技术,为了达到国际先进测量水平,该项技术先后成功研制了专用的应变天平,改进了模型支撑和稳风速控制系统,用CRJ民机模型进行了风洞试验验证。试验结果表明:FL 8风洞的测量精度已经达到了国际先进水平。 展开更多
关键词 民机 低速风洞 测力试验 测量精度
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FD09风洞旋转天平试验系统研制 被引量:4
14
作者 黄浩 张永升 刘丹 《航空工程进展》 2014年第4期429-434,共6页
为了分析和预测飞机的尾旋特性,一般通过旋转天平风洞试验测定飞机模型在不同姿态角时绕风轴以不同旋转速率作等速旋转状态下的气动特性。针对上述情况,研制FD09低速风洞旋转天平试验系统,介绍该旋转天平试验系统的设计特点、性能指标,... 为了分析和预测飞机的尾旋特性,一般通过旋转天平风洞试验测定飞机模型在不同姿态角时绕风轴以不同旋转速率作等速旋转状态下的气动特性。针对上述情况,研制FD09低速风洞旋转天平试验系统,介绍该旋转天平试验系统的设计特点、性能指标,并进行SDM标模和战斗机模型对比验证。结果表明:本试验系统工作稳定可靠,试验结果与参考曲线有较好的重复性,并且本试验系统试验曲线的光滑性要更好一些,同时本试验系统给出的试验数据精度较高,可以用于开展型号试验及相关空气动力学研究。 展开更多
关键词 旋转天平 尾旋特性 低速风洞 验证试验 试验精度
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开口试验段优化设计数值模拟 被引量:1
15
作者 丛成华 任泽斌 彭强 《上海交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第8期1320-1327,共8页
为提高某低速风洞开口试验段流场品质,采用计算流体力学方法,结合适当的边界条件,对不同设计方案进行了模拟.数值模拟结果显示:采用集气扩散段能有效提高开口试验段流场均匀性;在试验段入口前加装蜂窝器和阻尼网,对提高试验段流场均匀... 为提高某低速风洞开口试验段流场品质,采用计算流体力学方法,结合适当的边界条件,对不同设计方案进行了模拟.数值模拟结果显示:采用集气扩散段能有效提高开口试验段流场均匀性;在试验段入口前加装蜂窝器和阻尼网,对提高试验段流场均匀性和方向场、降低湍流度有重要作用.对试验段尺寸与收集器设计的进一步研究表明,延长试验段前入口区长度、增大试验段口径、改变集气扩散段位置与尺寸都能够有效提高模型区流场品质.通过比较,得出了较为合理的匹配参数,流场指标达到了设计要求. 展开更多
关键词 低速 风洞 开口试验段 流场特性 数值模拟 优化设计
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低速大迎角尾撑支架干扰试验研究 被引量:9
16
作者 王勋年 祝明红 孙传宝 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第2期8-12,共5页
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... 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。 展开更多
关键词 尾撑 支架干扰 大迎角 试验研究 低速风洞
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DZS-Ⅱ型气象低速风洞稳定性测试及修复方法探讨 被引量:4
17
作者 龚熙 刘昕 +1 位作者 李松奎 曾涛 《气象水文海洋仪器》 2019年第4期109-112,共4页
文章根据《QX/T 84-2007气象低速风洞性能测试规范》的指导方法对DZS-Ⅱ型气象低速风洞进行稳定性测试。通过建立数学模型计算测试结果,依据《JJG 431-2014轻便三杯风向风速表》检定规程要求,判定风洞各流速点稳定性不合格。勘查风洞的... 文章根据《QX/T 84-2007气象低速风洞性能测试规范》的指导方法对DZS-Ⅱ型气象低速风洞进行稳定性测试。通过建立数学模型计算测试结果,依据《JJG 431-2014轻便三杯风向风速表》检定规程要求,判定风洞各流速点稳定性不合格。勘查风洞的设备状态,分析了导致稳定性不合格的原因,提出了风洞稳定性修复方法。最后对风洞的日常使用和维护提出了建议,确保风洞设备在测量过程中保持准确性和可靠性。 展开更多
关键词 低速风洞 测量 稳定性 修复 维护
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4m×3m风洞风工程试验段研制 被引量:1
18
作者 梁鉴 王勋年 +1 位作者 陈洪 刘义信 《流体力学实验与测量》 CSCD 1999年第1期43-48,共6页
介绍了气动中心低速所4m×3m风洞增设风工程试验段的方案选择、结构设计。这个试验段长14.5m、宽4m、高2.2m,不改动原风洞结构、装拆方便,可较好地模拟大气边界层、并已成功地应用于风工程试验。
关键词 风工程试验 试验段 低速 风洞 大气边界层
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HY-750开口回流低速风洞 被引量:5
19
作者 贾忠湖 赵元立 +2 位作者 吕卫民 侯志强 宋贵宝 《流体力学实验与测量》 CSCD 北大核心 2001年第4期64-69,共6页
介绍了HY 75 0风洞的结构、动力系统和测试系统的组成及特点。对风洞流场进行了校测 ,结果表明 ,风洞流场品质较好 ,主要指标优于××标准规定 ,标模实验精度也达到了标准规定的合格指标。从风洞使用情况看 ,交流变频矢量控制... 介绍了HY 75 0风洞的结构、动力系统和测试系统的组成及特点。对风洞流场进行了校测 ,结果表明 ,风洞流场品质较好 ,主要指标优于××标准规定 ,标模实验精度也达到了标准规定的合格指标。从风洞使用情况看 ,交流变频矢量控制技术在风洞中使用是可行的 ,软件平台Labview在风洞测试系统的应用也是成功的。该风洞不仅能满足测力、测压、流场演示等教学需要 ,还将在科学研究和型号研制。 展开更多
关键词 变频矢量控制技术 流场校测 标模实验精度 HY-750开口回流低速风洞
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碟形升力体低速气动性能风洞试验研究 被引量:1
20
作者 王林林 高歌 《科学技术与工程》 北大核心 2013年第18期5221-5225,5275,共6页
升力体布局常见于航天器的设计中,在低速领域较少应用;但其紧凑的布局,巨大的升力体面积,充足的载物空间,翼身一体化的设计思想,都使具有在种类繁多、功能多样的无人机领域获得广泛应用的潜力。设计了一种碟形升力体,并对其低速气动性... 升力体布局常见于航天器的设计中,在低速领域较少应用;但其紧凑的布局,巨大的升力体面积,充足的载物空间,翼身一体化的设计思想,都使具有在种类繁多、功能多样的无人机领域获得广泛应用的潜力。设计了一种碟形升力体,并对其低速气动性能进行了风洞试验研究,获得了其升力、阻力、升阻比特性和静稳定特性的试验数据,并对其进行了分析。试验结构表明,碟形升力体具有较好的气动性能,已经具备一定的实用性。还以碟形升力体的研究结论为依据,对低速升力体的特点及其在无人机领域的应用前景进行了分析和论述。 展开更多
关键词 升力体 低速气动特性 风洞试验
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