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。     

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。     

高速风洞三自由度模型送进机构设计

模型送进机构是风洞的关键部件,其作用是支撑和运送试验模型至试验指定位置,送进机构的运动精度和动态特性直接影响风洞的试验精度。建立送进机构数字样化样机,并对机构进行有限元、动力学的仿真分析。仿真结果表明送进机构满足各项技术指标。     

FL-9低速增压风洞支撑机构设计研究

根据"十五"国家批准建设的大型航空基础设施FL-9低速增压风洞α-β支撑机构的设计要求,结合法国F1风洞的双转轴支撑系统及以往同类机构的设计特点,提出了FL-9风洞α-β支撑机构的设计方案,对其工作原理进行了阐述,建立了角度控制数学模型,并从运动学角度对α、β两个角位移的调整速度进行了分析计算,从机加工角度进行了误差与精度分析.结果表明该机构能够对α、β角进行连续、稳定和精确控制,完全达到了设计要求的各项指标.     

基于虚拟样机技术的风洞迎角机构设计及分析

迎角机构是风洞的关键部件之一,是试验模型的支撑,其运动精度和动态特性直接影响风洞试验精度。运用虚拟样机技术建立风洞迎角机构数字样机模型,并对迎角机构进行有限元、运动学及动力学的仿真分析和优化设计,研究结果在迎角机构实际运行中得到验证。     

基于虚拟样机的风洞CTS实验液压移测架设计

针对风洞实验对支撑系统的要求,设计了一种风阻小、可用于大负载CTS实验的液压式移测架,该移测架的偏航运动和俯仰运动采用阀控缸伺服系统,滚转运动采用阀控马达伺服系统。为了提高风洞CTS捕获轨迹实验的精度,利用Pro/E建立了移测架的三维虚拟样机模型,借助于Adams的机构运动学逆解工具,分析了捕获轨迹实验时阀控缸和阀控马达伺服系统的位置控制期望值。设计了液压系统的集成块,减小了支撑系统对风洞的阻塞。建立了液压系统NN-PID控制的算法,借助Matlab分析了该算法控制时的运动误差,仿真结果证明采用以上方法可以保证CTS移测架的设计精度。     

风洞模型电动推杆Y机构运动同步控制系统建模与仿真性能分析

某高超声速风洞模型中,需要对电动推杆Y机构的运动进行同步控制,同步运动控制精度或控制性能直接影响风洞的运行品质。基于输出位移的偏差耦合机理,设计了风洞模型电动推杆Y机构运动同步控制系统,分别建立了风洞模型电动推杆Y机构运动同步控制系统的机械系统、电流控制环、速度控制环以及位置控制环等动力学模型;对同步控制系统电流环PI调节器、速度环PI调节器以及位置环PID调节器进行了参数仿真整定,设计了同步闭环三环控制系统,并对系统进行了三环仿真性能分析,其结果表明:系统同步响应速度快,同步位移和同步速度控制精度均达到了系统提出的设计性能指标要求,且系统具有较强的鲁棒性。     

跨超声速风洞模型自动滚转支撑装置设计

风洞试验常需要自动改变模型的滚转角,必须有相应滚转支撑装置。针对跨超声速风洞模型受到冲击载荷作用,以及对支撑装置外形尺寸的限制,设计了一种新型的自动滚转支撑装置。选取符合支撑装置外形限制的伺服电机和谐波减速器作为驱动源和高速级传动机构,并运用电磁制动器对非滚转状态下的模型进行锁紧。低速级传动采用行星传动,直接承受模型滚转载荷。对行星传动从结构和加工工艺方面进行了设计研究。分析计算结果表明,支撑装置壳体、太阳轮等关键部件强度足够。跑合和加载实验结果表明,支撑装置借助其控制系统能够运用于模型的跨超速试验。     

基于Patran/Nastran的铰链模拟分析

在风洞实验中,腹撑常做为模型的支撑方式.这种支撑方式在常规低速风洞中的应用是较成熟的,但在低速增压风洞中的研究相对较少.低速增压风洞载荷大,为保证低速增压风洞中的试验安全进行,必须对其刚度和强度进行严格的校核计算.在应用有限元软件进行校核计算时,只有对机构真实模拟才能得到真实的结果.基于曲柄滑块机构的实际运动情况,提出了在有限元分析软件Patran/Nastran中创建铰链的方法,并通过不同的加载方式和不同的模型处理方式对此方法进行了验证.结果表明提出的方法能非常真实地模拟铰链.     

大尺寸风洞俯仰运动传动机构创新设计及应用

针对大尺寸风洞试验中模型支撑机构的关键运动机构设计难点,从工程实用的角度出发,提出了一种基于圆弧运动的新型直线驱动传动模式。该模式实现了有限范围转动的直线驱动功能,并克服了以往运用大尺寸高精度的蜗轮副制造成本高、安装调试难度大等问题。为验证该模式运行的有效性,从机构动力学、机构运动学、控制特性、刚度和强度等方面对其进行了全方位分析。目前,该俯仰运动传动机构的设计已应用于某大型风洞的模型机构上,最大俯仰角位移范围达到了45°,圆弧运动半径达到2 800 mm,整体机构造价较低,易于维护。     

风洞模型支撑系统振动主动控制试验研究

风洞试验中,在非定常气动载荷激励下,模型支撑系统会出现振动,较大量级的振动会制约试验安全和测量精度。为解决风洞试验中模型支撑系统的振动问题,在模型支撑系统支杆尾部安装压电智能结构,配合PID和神经网络算法,实现对模型支撑系统振动的主动控制。为验证上述结构的振动主动控制效果,在某风洞中,使用LMS Test.Lab动态信号采集分析系统对安装压电智能结构的模型支撑系统开展模态试验和风洞试验研究。试验结果表明:(1)风洞试验中,模型支撑系统振动以一阶和二阶振动为主,随着风速增大,二阶加速度与一阶加速度振幅比增加;(2)PID算法可以实现试验各工况的振动控制,但控制效果不稳定;具有自适应性的神经网络算法在控制中不收敛,振动出现发散。(3)以振动加速度有效值为考察依据,对于一阶振型,PID算法减振幅度约为92.94%,神经网络算法减振幅度约为83.89%;对于二阶振型,PID算法减振幅度约为68.65%,神经网络算法不收敛,振动出现发散。     

风洞模型支撑随机振动响应分析研究

随着航空航天技术和空气动力学的发展,各种飞行器设计对风洞试验准确度要求越来越高,在风洞型号试验中,试验模型通过模型支撑装置运动实现其在风洞气流中的各种试验姿态。但由于风洞气流脉动影响,模型及其支撑装置会产生振动。振动过大时,会使试验数据测量不准确,甚至会造成结构的破坏。而模型支撑装置振动的大小与其自身动态特性密切相关。利用ABAQUS有限元软件,采用随机振动分析原理,对模型支撑装置进行了动态响应分析,并结合测试数据对系统振动情况进行评估。     

某型跨超声速风洞测力中部支架结构设计

测力中部支架是某型跨超声速风洞模型支撑系统的重要组成部分,其性能的优劣直接影响到试验过程中模型姿态角的控制。首先,针对现有测力中部支架在型号试验中滚转角间隙过大的问题,将自锁式双导程蜗杆传动应用到风洞测力中部支架机构中,同时考虑到气动载荷较大的问题,增加了滑块及胀套两个锁紧环节,成功解决了试验中测力中部支架传动机构锁紧的难题;然后,对蜗杆传动的强度进行了校核,对支撑体、主轴进行了有限元分析,研究静载情况下支撑体、主轴的受力及变形;最后,对新、旧测力中部支架进行了风洞标模试验对比,结果表明,测力中部支架结构设计合理,风洞标模试验数据相关性良好,表明新测力中部支架的研制是成功的,可应用于型号试验。     

组合支撑方式下气动多维力多点测量研究

飞行器的设计通常需以其模型在风洞试验中所获取的气动载荷为依据.对于大尺寸、大长径比的飞行器模型,其测试空间受限,常规支撑装置与测量方法难以满足风洞试验的尺寸与动态特性要求.针对上述问题,以压电传感器为核心测试元件,提出了一种结合张线支撑和尾部支撑的组合支撑方式,开发了一种支撑装置与测试元件一体化的气动多维力测试系统.分...     

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。     

低湍流度风洞动力段振动源与传递路径研究

针对西北工业大学低湍流度风洞改造需求,构建动态频谱测量与分析系统对其动力段各组件的振动情况进行测试,通过讨论不同组合状态的结果,阐明各部件随电机转速变化的振动规律,定量地分析了风洞动力段的振动产生与传递路径关系,以及分列支撑和减震带等措施对降低振动传递影响的贡献。研究表明低湍流度风洞动力段的部件加工与安装符合设计预期振动指标,该套测试系统的高精度特性可以满足同类低速风洞部件和模型实验中振动与噪声频谱的测量分析应用。     

基于PLC的LT风洞内三维高精度探针定位系统

机翼模型受力试验是飞机翼型设计必不可少的关键环节,风洞是进行空气动力学试验的必备装置。该文介绍了基于LT(低湍流)风洞的探针三维高精度位移测控系统的组成,详细分析了LT风洞现场实验条件及应满足的控制要求,在此基础上,论述了系统的总体设计方案,硬件结构和触摸屏的组态过程,重点论述了PLC的硬件配置及控制软件的设计。运行实践证明,该系统满足设计要求,运行可靠。有效地解决了翼型实验研究中探针在风洞中准确定位控制的难题。     

大攻角张线-尾撑组合支撑设备的设计

基于传统的风洞试验支撑设备，设计了用于低速风洞测量大攻角模型支架干扰的组合支撑设备。该系统采用张线支撑与尾支撑的组合形式，分别吸收了两种支撑形式的优点，且张线支撑与尾支撑共用一个应变天平，排除了二次干扰．使测量精度提高。使用该系统可精确地测量出张线支架干扰和尾撑支架干扰的大小，还可研究各种截面形状张线的最佳吊挂位置，以及各种形状尾支杆的近场干扰和远场干扰特性。     

8级风载下大功率碟式太阳能双轴跟踪机构承载特性分析

以25k W碟式太阳能电站为例,建立了其双轴跟踪机构的有限元模型,开展了基于数值风洞模拟的风载荷分析,利用有限元分析软件ANSYS数值计算了双轴跟踪机构在最不利工况下的位移特性和应力分布,得到了作为机构关键承载部件的回转支撑座、高度角伸缩机构支撑板以及支撑桁架处于最不利工况时的应力应变情况。结果表明:在8级风作用下,且机构处于最不利工况时,斯特林热机安装位置处具有较大位移,回转支撑座的最大应力在(220~275)MPa之间,支撑板的最大应力则达到了525MPa,但均在所选材料许用应力范围内;而现有结构和材料下支撑桁架则不满足设计强度要求,为此提出了一种满足承载要求的支撑桁架设计方案。所做研究为双轴跟踪机构进一步的优化设计及相关研究提供了依据。     

8m×6m低速风洞特大攻角试验设备液压系统故障排除

8米×6米低速风洞特大攻角试验设备,是"十一五"期间新研制的一套飞机模型风洞试验支撑装置,目的是实现飞机模型在特大攻角状态下的风洞试验。该设备的液压系统可实现试验模型各种高难状态的自动驱动与控制,液压系统主要由液压泵站(油源)、七个(四组)伺服液压缸及其控制元件等组成。该系统于2006年投入使用,在2007年初的一次试验中,模型上行出现了失控故障,致使模型撞到风洞上洞壁,直接导致模型和试验天平损坏。本文简要地介绍了该系统的原理、故障现象、故障排除以及系统改进。