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。     

风洞试验中迎角视频测量的不确定度研究

姿态角动态测量精度对风洞试验至关重要,姿态角的视频测量技术因对风洞模型设计无要求,受到国内外风洞试验机构的青睐。为此,开展迎角视频测量的不确定度研究,以评价其测量数据的精度,给出其系统误差的补偿方法,即在风洞试验结束后,采用高一个等级计量标准的角度静态测量仪器测量此时的模型姿态角,用该测量结果替换视频测量估计值,可消除视频测量方法的系统测量误差,并在2 m超声速暂冲式风洞进行试验。3组迎角视频实测数据表明:各阶梯迎角测量数据的标准差在0.002 2°～0.009 4°之间,迎角实测估计值的标准不确定度≤0.003°,故姿态角视频测量系统的迎角精密度≤0.009 4°;同时,此方法既不破坏模型的外形,又不改变模型的刚度与强度,具有实用价值。     

一种改进的FL-32 风洞双转轴角度测量方法

为满足风洞开展横向测力试验的需求,对FL-32 风洞双转轴角度测量方法及结构进行改进。依据侧滑角 的测量原理,利用三角函数关系计算侧滑角,通过分析侧滑角测量方法误差来源,结合FL-32 风洞实际结构形式, 建立了一套新的侧滑角测量方法,可提高侧滑角的测量精度;同时,通过对双转轴局部结构进行改进,解决了双转 轴的可靠性和适用性。试验结果表明,FL-32 风洞双转轴能满足风洞横向测力试验的要求。     

基于四元数的导弹全方位姿态运动误差研究

基于四元数误差分析的方法,研究了导弹姿态扰动情况下全方位运动的误差问题.通过研究扰动对姿态角和四元数转换精度的影响,提出了姿态角和四元数的全方位转换算法.该算法采用象限分析的措施,避免了传统转换算法在姿态干扰的情况下易发生振荡的问题,将姿态角和四元数的转换范围从-90°~90°空间拓展到-180°~180°空间,使基于全角度算法的姿态控制与非全角度算法相比有抗扰动的能力.仿真结果表明了全角度算法的正确性和抗扰动的能力.     

带有前翼面外形的导弹诱导滚转技术

一个GBU—15导弹模型系列在NASA的艾姆斯航空实验室的6英尺超音速风洞和14英尺跨音速风洞中进行了试验;该试验对十字型导流片—弹翼外形在大攻角下的诱导滚转力矩进行了测定。试验的马赫数从0.65变到2.0,而攻角达到35°。对30种不同外形作了试验。外形的变化包括导流片的不同翼展、翼弦、后掠角、导流片——弹翼的间距及其组合形式以及头部钝度等。滚转对外形变化的灵敏度可在平衡舵偏角的项内确定。最大的滚转力矩发生在0.9马赫数的时候。平衡最大的攻角能力为马赫数和外形变化的函数。     

滚转机构在0.6m跨超声速风洞中的应用研究

为了实现0.6 m跨超声速风洞试验过程中模型可连续变滚转角,提升0.6 m量级风洞的试验效率和试验范围,研制了一种滚转机构。介绍了该滚转机构、中空内置力矩电机以及控制系统软硬件的设计,对涉及到的关键技术问题进行了分析和总结,给出了结论并进行了风洞试验验证。试验结果表明:分别采用滚转机构与常规测力中部支架作为模型的支撑机构时,试验数据重复性好;滚转机构控制精度高(滚转角≤±3');载荷、工程性、可靠性均满足风洞试验要求。     

Optotrak 光学跟踪测量仪在风洞迎角测量的应用

针对风洞试验中采用迎角传感器进行角度精确测量时存在较大误差的问题,提出一种利用震动实时修正方法和三维坐标转换算法。通过分析Optotrak光学跟踪测量仪的工作原理,将Optotrak采集轴系转换成以试验侧壁板为基础的参考轴系,根据该参考轴系中模型上Marker点测值变化,直接计算出迎角的变化量,并采用了C++ Builder与OpenCV混合编程的方法进行验证。分析结果表明：该方法测量出模型的迎角,测量精度＜±0.015°,测量精度优于攻角传感器测值,具有数据精准,抗振动干扰能力强,响应频率高,实时性好等特点。     

侧滑角变化率反馈在高超声速飞行器中的应用

针对高超声速飞行器大马赫数大迎角飞行状态下荷兰滚特性不稳、运动耦合严重的问题,对侧滑角变化率反馈在高超声速飞行器中的应用进行研究。研究侧滑角变化率反馈控制的机理,以横侧向线性小扰动方程为基础,推导侧滑角变化率增稳荷兰滚的机理和侧滑角变化率反馈消除运动耦合的机理,对侧滑角变化率信号作简单分析,并进行相关仿真验证。仿真结果表明:侧滑角变化率反馈能明显改变飞行器荷兰滚阻尼特性,削弱运动耦合的影响,抑制侧滑角的变化,改善侧滑角品质。     

Φ5 m 立式风洞尾旋试验3 维场景复现软件

为直观展示风洞尾旋试验结果,提高数据的利用率,基于OpenSceneGraph 3 维渲染引擎设计一款软件。 以模型数模与位置、姿态角、舵偏角等数据为输入,将尾旋试验过程3 维复现,并可自由调整观察视角、控制渲染 速度、导出尾旋动画。结果表明：该软件已成功应用于气动中心Φ5 m 立式风洞尾旋试验,有效提升试验效率和数 据分析体验。     

钝头前机体用的嵌入式大气数据传感系统的校准程序和结果

美国国家航空和航天局德莱登（Dryden）飞行研究中心通过钝头前机体压力数据来研究的嵌入式大气数据传感（FADS）系统的压力模型与算法的性能。该压力模型建立了表面压力测量结果与大气数据状态之间的关系,将流过球形的匀速流的位流模型与修正的牛顿流模型相结合,可适用于宽范围的钝头前机体形状和高马赫数飞行状态。给出了球形、球锥、兰金（Rankine）半体,以及F-14、F／A-18、X-33、X-34和X-38等飞行器结构下的校准结果。三个校准参数可适应飞行马赫数在0．25～5．0范围内,适应攻角在30°以上,侧滑角在15°以上。在跨声速段时,与传统的总静压系统的尖头形状校准变化的情况相反,FADS系统校准是马赫数、有效攻角和侧滑角的平滑单调函数。由于FADS系统校准对压力测压孔的位置十分敏感．所以需要精确测量测压孔在飞行器上的有效位置,并且风洞校准模型的压力测压孔应设置在类似的位置上。叙述了FADS系统的校准过程。     

风洞试验模型姿态精确计算

针对传统姿态角计算存在计算复杂和不准确的问题,根据理论和工程实践方法,建立向量角度坐标系, 给出不同飞行姿态坐标系之间的变换与角度定义关系,能够精确计算出对应坐标系姿态角大小,并判定其方向,尤 其在通道耦合计算时,使得坐标系间的姿态角计算只跟角度有关系,而跟坐标系变化次序没有关系。结果表明：该 方法能简化计算过程,解决风洞实验和飞行器运动过程中姿态角求解复杂、误差大的问题。     

基于CAN 总线的风洞试验模型电动舵机系统

针对风洞试验中模型舵面角度需要重复改变的问题,介绍一种基于CAN总线的风洞试验模型电动舵机系统。介绍电动舵机系统的组成、工作原理,开发模型方向舵和升降舵电机舵机系统,并采用D600模型进行风洞常规测力试验、重复性试验。结果表明:该系统能实现风洞试验中模型舵面的自动控制,试验精准度均能达到国军标合格指标和部分达到先进指标,具有较好的可靠性、准确性及控制精度。     

无翼/舵布局导弹小载荷滚转力矩测量研究

为准确测量无翼/舵布局导弹由于安装电缆罩等凸起物所产生的小载荷滚转力矩,并给布局选型和姿态控制提供依据,提出了一种应用于风洞试验的高精度滚转力矩测量技术,利用机械轴承支撑试验模型,承受除滚转力矩外的其它载荷,专门设计了“米”字梁结构的高精度单分量天平测量滚转力矩,并利用自动滚转尾支撑机构获得模型不同滚转角下的滚转力矩。风洞试验结果表明,该技术与常规天平测量技术相比,滚转力矩测量精度大大提高,具有较高的实用性和经济性。     

固定鸭舵导引组件修正力模型改进及参数辨识

固定鸭舵双旋弹道修正弹通过调整固定鸭舵相位角控制修正力方向,从而改变弹体姿态,实现弹道修正。准确的导引组件修正力模型是提高修正弹修正精度的关键。本文在风洞试验基础上验证了数值计算的有效性。针对非零攻角下翼身干扰不对称现象,基于小扰动理论建立了基于4片舵片考虑翼身干扰的修正力模型。使用计算流体力学(CFD)所得数据,通过Levenberg-Marquardt算法对修正力模型进行参数辨识。辨识结果表明：基于4片舵片气动模型的y轴方向、z轴 方向修正力随相位角呈正弦规律变化;在给定马赫数情况下,所建立的气动模型弹头对舵片的干扰系数对攻角变化不敏感,干扰系数随攻角相对变化小于4.9%;所建立的修正力气动工程模型y轴 方向和z轴方向修正力的残差平方和比现有模型更小,头部修正组件的修正力模型与CFD计算结果吻合较好。     

某高超声速风洞攻角机构控制系统

为解决某高超声速风洞攻角机构存在的传动结构复杂、负载大和精度要求高等问题,设计了以EtherCAT为总线的控制系统方案。根据攻角机构的控制系统需求,选用BECKHOFF产品构建攻角机构机电液一体化的控制系统架构,分别采用TwinCAT和C#语言开发控制系统下位机PLC和上位机HMI软件,采用ADS通信协议实现HMI与PLC程序的通讯,并用OPC UA通信协议实现攻角机构运行数据与风洞运行系统的数据交互。结果表明：该系统满足攻角机构控制需求,能够解决攻角机构的信息孤岛问题,提高风洞系统的信息化和智能化水平。     

某航空声学风洞控制系统

为降低飞行器、地面交通工具等的噪声,设计一种航空声学风洞控制系统。介绍风洞控制系统各部分功 能,根据声学风洞控制系统的特点,对其技术难题进行分析,通过调节风扇电机的转速来实现试验段速压的闭环控 制,对风洞模型支撑机构进行设计,根据试验配置内容选取控制流程完成风洞运行控制任务,并开展相关性能指标 测试。调试结果表明：该系统运行稳定可靠,各项控制性能均达到或优于技术指标要求。     

旋转体制下鸭式布局弹箭正弦打舵气动特性分析

为了研究鸭式布局弹箭正弦打舵滚转控制时非对称姿态飞行的气动特性,根据滚转周期内的飞行姿态建立了4组模型,进行风洞实验,得到全弹的气动力变化规律; 采用基于三维Navier-Stokes方程求解的时空二阶精度的隐式迭代算法,建立数值计算模型,对流场进行数值模拟,得到不同攻角下飞行时的弹箭各部件气动力数据。结果表明数值模拟气动力数据与风洞实验结果有相似的变化规律。采用后处理软件分析了鸭舵下洗对尾翼的影响,得到结论:鸭式布局弹箭鸭舵洗流对尾翼干扰明显,非对称姿态下鸭舵对尾翼的洗流会使弹箭产生诱导滚转力矩,且该滚转力矩随攻角增大而增大。     

风洞动导数俯仰振动试验装置的设计

针对动导数试验采用的自由振动法存在抗干扰能力弱,不能控制振幅和频率等缺点,采用强迫振动方法对风洞动导数俯仰振动试验装置进行设计。利用平行双曲柄机构原理,通过飞行器模型在风洞中以给定的振幅、频率完成俯仰正弦振动运动,模拟实际飞行状态测得俯仰姿态下的动导数,并通过实例进行校核验证。结果表明:该装置具有很高的强度和刚度,能更准确地模拟飞行状态,提高试验测量精度。