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。     

我国最大跨超声速风洞技改成功

国家“九五”重点项目──我国最大跨超声速风洞技术改造获得成功,日前通过了专家的验收。 这座风洞是由我国自行设计研制的,自１９８０年至今已为我国航空航天飞行器进行了４００多项试验,是我田空气动力试验的主力风洞。为适应我国航空航天事业发展的需要,科技人员从１９９６年开始,对风洞进行为期三年的技术改造,更新了风洞的测控系统,改进了电子液压伺服控制系统,使风洞的背景嗓声大幅度降低,试验范围由飞机,火箭拓展到特种型号飞行器的试验,试验数据更加精确、真实、可靠,试验成功率显著提高,且降低了试验成本。专家组经…     

液压风洞尾撑系统的设计

在简要分析机械传动式风洞尾撑系统的原理的基础上，介绍了液压风洞尾撑系统的原理及其设计。这对发展我国的液压风洞尾撑具有参考价值     

基于时滞LQR算法的风洞模型振动控制试验研究

为有效抑制风洞试验中飞行器模型的振动,利用气动力学与机械动力学的观点分析了风洞模型的振动原因及特点,并建立了风洞模型—测力天平—风洞支杆所组成的悬臂梁系统的二阶模型。针对飞行器模型振动控制中的时滞问题,分析了时滞现象产生的原因及对风洞试验飞行器模型振动控制的影响,并利用基于所测振动信号与作动器信号的基频傅里叶变换方法实现了基频处的时滞量辨识。基于辨识出的时滞量分别分析研究考虑时滞问题与未考虑时滞问题的风洞模型振动控制状态方程,并设计时滞补偿线性二次型调节器控制算法。搭建地面试验系统,通过地面锤击试验验证得知,相比未考虑时滞问题的线性二次型调节器,时滞补偿线性二次型调节器控制算法具有较好的控制效果,能够更加稳定有效地对风洞模型振动进行控制。     

微型扑翼飞行器驱动系统工程设计方法

以微型扑翼飞行器研制为背景,从系统的角度提出了一种仿生扑翼驱动系统的工程设计方法。根据仿生尺度率原理,对微型扑翼飞行器的总体参数进行了初步设计,提出了驱动系统的设计目标。进行了扑动翼风洞实验,以实际能达到的飞行状态为标准对实验数据进行分析处理,获得了扑动参数的可行范围和功耗需求。对微型无刷电机进行了工作特性测试,得到了电机转速、转矩、输出功率、效率等的拟合关系。综合考虑扑动参数可行范围、功耗需求和电机特性等多个因素,对驱动系统的减速比分配、减速器优化和四连杆扑动机构计算等方面进行了设计,得到了具有良好系统匹配性能的微型扑翼驱动系统,并通过样机研制和飞行实验证明了设计方法的有效性与可行性。所得研究结论对微型扑翼飞行器的工程设计和研制有一定指导意义。     

微扑翼飞行器总体设计及实验

提出了适合工程实际的微扑翼飞行器的设计方法.利用几何相似原理,拟合了以翼展为基本参数的仿生公式,并确定了飞行参数、结构参数和动力参数.根据初步的仿生设计结果,进行传动结构、翅翼尾翼等总体结构设计,并按照运动学分析、气动力分析、动力学分析相结合的动态分析方法研究了扑翼样机理论上产生的升力.与风洞实验结果比较表明,平均升力误差为0.61 g,基本满足设计要求,为微扑翼飞行器的研制提供了理论和实验依据.     

200MPa氢气压缩机组及供气系统

本机组是为战略导弹及宇航飞行器进行气动试验的2米激波风洞提高气源压力而研制的成套设备,列国家专用机电产品研制计划项目。     

双缸驱动风洞尾撑系统偏航角的分析

对采用双非对称液压缸驱动风洞尾撑系统偏航角的结构形式进行了总体分析和研究，为对双缸的控制提供了一定的理论依据。     

基于双导程蜗杆的风洞模型支撑机构设计

风洞是航空航天飞行器研发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数据精准度和可信度。采用双导程蜗杆副作为模型支撑系统的传动部件,对转窗机构进行有限元分析和优化设计,将计算结果运用在机构设计中。模型支撑系统试验结果表明各项指标满足设计要求。     

燃油结冰试验用油的配制方法研究

飞机在极端气候环境中飞行时,往往会引起飞机燃油系统结冰,使系统给发动机所供的燃油流量间歇中断或完全中断,从而导致飞行事故。因此,在当前新机研制中,对燃油系统的结冰问题加以重点考虑,并且不仅要在实验室对系统进行燃油结冰模拟试验,而且在型号试飞阶段也要模拟极端气候条件进行燃油系统结冰飞行试验,以便考核该条件下燃油系统供油能力和发动机工作可靠性。本文结合某型飞机燃油系统结冰试验技术攻关工作,研究飞机燃油系统结冰飞行试验的燃油配水方法和试验程序。     

复合屋面板钢构体系风振特性试验

针对轻型屋面结构的抗风敏感性问题,采用风洞测振试验研究复合屋面板钢构体系的风振特性。在低湍流度均匀流场中,对某复合屋面板钢构体系在两种典型风攻角、4种典型风偏角和9个不同风速下的屋面板中间两个测点的风致位移响应进行测试,对动态位移时程、位移统计结果、位移响应谱和位移风振系数进行了分析。研究结果表明,在低湍流度均匀流场中,屋面板钢构体系的平均位移和均方根位移随风速增加而增大,风攻角和风偏角对屋面风振响应影响很大,最不利风向角下的位移风振系数为1.1～1.4。特征紊流是导致不同风攻角及风偏角屋面板位移均方根响应差异的主要因素,在设计中应重点关注屋面周边局部区域。     

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。     

Multibody dynamics study on galloping of power transmission line

When the power transmission line (PTL) passes through a region of high mountains and heavy snowfall, maintaining the stability of the PTL and avoiding sleet jump and galloping are necessary. In this study, PTL is modeled as the mass-spring-damper system by using the multi-body dynamics analysis program, RecurDyn. The lumped mass model is compared with the finite element model based on deflection. To analyze the dynamic behavior of the PTL under icing and wind conditions, we obtained a damping coefficient for a multibody model from the free vibration test and Rayleigh damping theory. The icing cross-section of the transmission line is assumed to have ellipse and triangle shapes. The aerodynamic coefficients for each cross-section are derived by using the commercial CFD program, ANSYS Fluent. The occurrence of galloping is simulated for each shape according to the attack angle. Results indicate that the dynamic behavior of the PTL and the galloping conditions such as the icing shape, thickness, and attack angle, can be analyzed. Furthermore, the effects of each factor are evaluated. In the elliptical icing section, the effect of icing thickness is high; whereas in the triangular icing section, the wind velocity highly affects galloping.     

超大口径天线结构的风振响应

为明确大型天线结构风振响应特性,以待建的110m全可动天线为研究平台,对其展开各迎风姿态下的风荷载特性分析。根据刚性模型风洞试验结果,探讨了反射面平均风压分布规律及最不利风向角。在此基础上,采用基于随机振动理论的非线性时程分析法进一步对结构的风致动力响应展开研究,总结了风振响应特性。结果表明,该结构自振频率分布密集,结构较柔,其风振响应是一个窄带过程,振动能量随着俯仰角的增大而逐渐提高,且高阶振型逐渐对风致振动有所贡献。该成果可为天线结构抗风设计提供较为全面的荷载取值参考。     

亚音速可调气流温度风洞试验台设计

设计研究的气流模拟试验台是一座小型开口高速风洞,可以对试验段温度进行调节。在气动热力方案设计和计算的基础上,采用软件Fluent对风洞收缩段设计参数进行优化设计并进行了试验段流场的模拟计算,模拟计算流场及温度场结果表明设计合理。在优化设计的基础上加工制作了一座风洞,实际测量表明该风洞的流场品质优良,试验段温度符合设计要求。     

某带罩反射面天线刚强度性能试验设计与验证

文中以某带罩反射面天线为研究对象,设计了模拟复杂环境载荷的曲面天线刚强度性能试验,通过风洞试验验证了设计试验的可行性,为电子装备的安全服役提供保障.文中重点讨论了复杂曲面天线模拟风载的近似加载方式和刚强度性能试验分析方法.最后,对比了模拟风载和风洞试验形变测试结果,发现两种试验方法的最大误差在6％以下,证明了实验室模拟...     

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.     

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。     

折叠变体飞行器风洞试验模型设计与可靠性分析

特种高速风洞试验模型设计一直是风洞试验领域的难点问题.针对某变体飞行器高速风洞试验任务提出的运动性能指标,设计开发了可控的折叠变体试验模型,对其设计方案及工作原理进行了阐述,并对传动机构进行了优化设计,而后对传动机构进行了可靠性分析与计算.结果表明该试验模型能够对机翼折叠变体角度进行连续、稳定和精确控制,完全达到了设计要求的各项指标.     

低速风洞扩压段扩压角的优化设计与讨论

合适的扩压角对于风洞的设计十分重要。本文综合考虑扩压段扩压效率和扩压段尺寸等因素,通过Matlab数值分析计算得出理论最佳扩压角。在保持扩压效率不减少的情况下,增大扩压角,并最终取得一个高扩压效率、合理尺寸及低耗材的扩压段设计。结合实例,加以演示,给出风洞扩压段扩压角的最佳选取方法。