风洞试验中飞行器模型支撑机构的刚度优化

提出了一种对应用于风洞试验的飞行器模型支撑机构进行刚度优化的方法,对飞行器模型支撑机构施加一个不同频率的激振力,通过模态和谐响应分析得到机构刚度最薄弱的环节。应用这一刚度优化方法,以飞行器模型支撑机构中的主支板为优化对象,通过灵敏度分析法得出主支板质量和固有频率对主支板根部尺寸的灵敏度,建立优化方程,基于MATLAB软件求解得到主支板的优化结果。主支板刚度优化后,减小了飞行器模型支撑机构整体在Y方向和Z方向的最大共振峰值,所对应的共振频率相应提高。     

《高端液压元件理论与实践》新书介绍

<正>本书系统地论述高端液压元件的理论与实践成果,主要内容有:高端液压元件的由来及演变过程,新型工作介质,射流管伺服阀与冲蚀磨损,压力伺服阀,偏转板伺服阀,直驱式伺服阀,飞行器溢流阀,极端小尺寸双级溢流阀,飞行器减压阀,非对称液压阀,对称不均等正开口液压滑阀,增压油箱与液压附件,新原理双边气动伺服阀,四边气动伺服阀等,成果多为初次公开。书后附有我国航空航天与舰船电液伺服阀代表单位的系列产品结构与参数。     

薄膜式气动数字元件

目前,在气动自动控制领域中,数字技术已被广泛地采用,制成了气动数字仪表、程控装置、数据处理装置、数字计算机等气动自动装置,这些装置往往需要几十、几百、甚至更多的气动数字元件。由于装置大、元件总量     

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。     

遗传算法在气动系统优化中的应用

对气动系统动态特性做了深入的理论分析,提出了兼顾成本最低及尺寸最小的优化目标函数,并利用遗传算法实现了典型气动系统的优化设计。试验结果证明采用遗传算法优化的系统不但能够满足系统性能要求,与传统设计方法相比,优化后系统各元件尺寸较小,为气动系统的设计和选型提供了一种新方法。     

一种新型的尺寸气动测量与控制仪器—硅力敏式气动量仪

研制了一种以差压式半导体硅力敏传感器为压力检测元件的精密尺寸测量与控制仪器——GLQ型硅力敏式气动量仪。该仪器结构小巧,稳定可靠,线性范围宽,增益可调范围大,动态特性好,并兼有气,电双重优点,提高了仪器对不同测量对象的适应能力。实测表明,当采用喷嘴挡板式非接触气动测头时,仪表精度优于2%FS,示值稳定性误差小于1%FS,动态响应的稳定时间为0.1～0.2秒,比现有薄膜和波纹管式气动量仪减小3～5倍。为精密尺寸的气动测量与控制提供了一种新型的量仪。     

专用气动和液动自动化装置开发和研究的任务

气动和液动自动化装置的两种使用方式是有代表性的:采用一般工业用的通用元部件,同时广泛推广只用于控制一定型式对象的专用装置。当不能使用通用装置或通用装置的使用效率很低时,就不得不使用专用装置。这种情况通常与产品的结构布局、元件和装置的最小尺寸和重量的要求、是否允许有不起作用的多余元件或与相应的控制对象     

FL-26风洞模型支撑系统动态仿真分析

研制具有良好力学特性的大迎角模型支撑系统,是解决先进、高机动飞行器大迎角气动力问题的关键技术之一。阐述了FL-26风洞大迎角模型支撑系统结构形式,对系统的动态特性和动力响应进行了有限元分析,获得了大迎角模型支撑系统自由振动时的模态频率和模态振型,以及试验段气动噪声作用下的加速度响应和动应力。仿真结果表明:大迎角模型支撑系统动态特性较好,不同方向的动力响应主频及均方根值分布较为离散且数量级相差较大,未出现共振现象。     

空间飞行器平台大气密度的在轨测量

针对飞行器在轨飞行时高空大气密度波动剧烈、气动特性辨识难度大等特点,提出了一种基于瑞利散射理论的成像激光雷达大气密度测量方法。利用气体分子的瑞利散射光强与分子密度成正比的特性,通过分析电子倍增成像探测器(EMCCD)拍摄的测量流场区域内激光后向瑞利散射光柱,得到了不同距离处高精度的在线大气密度数据。搭建了基于空间飞行器平台的大气密度在轨测量装置,并对该装置进行了标定。结果表明,所述方法对大气密度的测量精度不大于5%,且具有非接触、时间分辨率高等特点,因此在优化飞行器结构设计、提高气动辨识等方面具有良好的应用前景。     

变体飞行器的折转翼尖设计及分析

折叠翼飞行器变形区的蒙皮为间断式设计,其很难获得较好的气动外形。本文提出一种连续性蒙皮、大角度变形的折转翼尖设计方案。首先,对模型的结构进行设计和制造,完成模型折转变形的实验测试;然后,对模型折转变形进行仿真分析,验证有限元模型的正确性;最后,通过有限元分析对结构设计参数进行优化。本文设计的模型可快速、准确地实现向上的折转变形,折转角度为45°,并具有自锁能力。更重要的是模型表面可获得较好的气动外形。     

多维角加速度传感器静态标定方法研究

在线加速度传感器静动态标定方法的基础上，根据质量一转动惯量等效原理，提出多维角加速度传感器的静态标定方法。针对一种一体化三维角加速度传感器结构，分析了利用等效力计算等效力矩的过程，进而详细推导出标定的等效数学模型．并在假定结构尺寸的基础之上，计算出具体的等效惯性力矩和等效惯性力，实现了对多维角加速度传感器的静态标定。     

大攻角旋转天平支撑系统的设计与研究

在对飞机尾旋特性进行分析和预测时,要求获得该飞机的动稳定性导数,这些参数值不能用理论方法计算,必须用风洞试验方法确定。为此,设计了大攻角旋转天平支撑系统,此系统可测定飞机模型在不同姿态角下绕风轴以一系列恒定的角速率旋转时的气动特性。文中简要介绍了研究飞机尾旋的重要性和研究尾旋的方法以及用于低速风洞的大攻角旋转天平支撑系统的总体设计方案、试验能力,该支撑系统角度变化范围大、精度高、风洞的堵塞度小以及支架干扰量小,试验数据的精准度达到了较高的水平,可用于分析、预测飞机的尾旋特性。     

杆式风洞应变天平动态实验、建模与补偿

杆式应变天平是一种6维力传感器,在风洞实验中测量飞行器模型所受的各个方向的力和力矩.但是,其动态响应的超调量大,调节时间长,即动态性能差,无法满足动态测试的要求.为此,设计了应变天平动态标定装置,进行动态标定实验;基于实验数据建立应变天平的动态数学模型,给出性能指标;研制基于DSP的动态校正系统,实现对应变天平6路输出信号的动态补偿,以加快应变天平的动态响应.所建的模型和所研制的系统得到实验结果的验证.     

杆式风洞应变天平动态解耦-补偿

采用串行动态解耦-补偿网络实现多维力/力矩传感器的动态解耦-补偿,对已有的设计方法进行了改进。基于单通道加载实验数据,通过系统辨识方法设计网络的各个环节。具体针对六维杆式风洞应变天平,采用负阶跃单元加载法进行动态标定实验。对力矩加载实验数据进行预处理。采用OE模型描述串行动态解耦-补偿网络中的各个环节,通过基于预报误差的系统辨识方法确定其参数。对实验数据处理的结果表明,所设计的杆式风洞应变天平动态解耦-补偿网络能将杆式天平的维间动态耦合误差由高至88.85%降低至6%以内,主通道阶跃响应调节时间缩短至30 ms以内且超调量降低至5%以下,从而大幅度改善了杆式风洞应变天平的动态性能。     

Dynamic calibration of magnetic suspension and balance system for sting-free measurement in wind tunnel tests

To avoid flow disturbance generated by mechanical supports around a model and to guarantee flow quality, a magnetic suspension and balance system (MSBS) can be used to measure aerodynamic forces and moments during wind tunnel tests. We present a dynamic method for the efficient multiple degree of freedom calibration of an MSBS. The MSBS has linear characteristics that allow it to be used as a non-contact-type balance. Moreover, the MSBS can measure multi-component external forces at the same time. The calibration results were used to measure the aerodynamic forces and moments acting on a finite wing model over various angles of attack during wind tunnel tests, allowing the aerodynamic coefficients of the finite wing model to be successfully obtained without support interference.     

新型过约束正交并联六维力传感器测量模型与静态标定试验

面向航空航天领域对重载大吨位多维测力传感器的急需,通过引入冗余测力分支,提出一种适用于重载测力场合的新型过约束正交并联六维力传感器结构,在提高传感器结构刚度和承载能力的同时有效抑制了关节摩擦对多维力传感器测量精度的影响。基于螺旋理论,推导得到了该并联传感器一阶静力影响系数矩阵,建立理想状态下该新型过约束正交并联六维力传感器测量数学模型。考虑各测量分支的初始预紧力与刚度,基于传感器静力平衡方程与补充建立的位移协调方程,推导建立考虑初始预紧力与分支刚度因素下该新型过约束正交并联六维力传感器测量数学模型。在此基础上,设计并研制该新型过约束正交并联六维力传感器样机,搭建传感器加载标定与信号采集及处理试验系统,对新型过约束正交并联六维力传感器进行了加载标定试验。根据试验结果计算了传感器测量误差矩阵,分析得到了传感器测量精度,从而为重载过约束并联六维力传感器的开发与应用提供了参考。     

窗口玻璃畸变校正下的自由飞模型姿态测量技术研究

高超声速风洞试验中,模型的姿态信息是试验数据是否可靠的重要判断依据,其测量精度对试验结果有着重要影响.双目视觉测量系统能测量高超声速风洞自由飞试验模型的姿态参数,通常将其放在风洞试验段外,通过试验段壁上窗口玻璃观测试验段内部的模型.然而,窗口玻璃产生的成像畸变将降低系统的测量精度.为此,本文提出了窗口玻璃成像畸变校正下...     

采用平面二次包络环面蜗杆的风洞模型支撑机构设计

风洞是研究航空航天飞行器的基础性关键性地面设备,模型支撑系统是风洞的关键部件,其运动精度和动态特性直接影响风洞试验精度。采用平面二次包络环面蜗杆作为模型支撑系统的传动部件,对模型支撑系统进行有限元分析和优化设计,并将计算结果运用在设计中。模型支撑系统实际运行结果表明,各项设计指标满足使用要求。     

The difference in the uplift force at each support point of a container crane between FSI analysis and a wind tunnel test

We analyzed the difference between FSI (fluid-structure interaction) analysis and a wind tunnel test regarding the uplift force at each support point of a container crane and also design stowing devices — a tie-down rod and a stowage pin — and an alarm system to prevent overturning of a container crane under wind loads. We know that FSI analysis agrees more with wind tunnel tests than with structural analysis, but the results of FSI analysis are different from those of the tests. To evaluate the effect of the wind load on the stability of the crane, two container cranes that are widely used in container terminals-50 ton-class and 61 ton-class container cranes-are adopted for the analytic model and 19 values are considered for the wind direction as the design parameter. First, a wind tunnel test for the reduced-scale container crane model is performed according to the wind direction using an Eiffel-type atmospheric boundary-layer wind tunnel. Next, FSI analysis for a full-scale container crane is conducted using ANSYS and CFX. Then, the uplift force obtained from FSI analysis is compared with that yielded by the wind tunnel test. Finally, a formula is suggested to compensate the difference between FSI analysis and the wind tunnel test.