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题名8 m×6 m低速风洞动导数试验系统研制
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作者
谭浩
陈昊
王建锋
牟伟强
卜忱
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机构
中国航空工业空气动力研究院气动研究与试验四部
低速高雷诺数气动力航空科技重点实验室
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出处
《机床与液压》
北大核心
2025年第11期214-219,共6页
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文摘
为满足我国大展弦比飞行器研制任务对高精准度风洞试验数据的迫切需求,基于8 m×6 m大型低速回流风洞研制出一套具备5种振荡模态的大尺寸模型动导数试验系统。系统采用电液伺服驱动控制技术路线,采用双叶片结构的液压马达和双出杆结构的液压缸直接驱动试验机构实现模型的5种模态运动功能,且系统具有机械结构紧凑、传动间隙小和位置控制精度高等特点。采用复合前馈+改进型PID控制算法,既保证系统具有良好的稳态控制精度,又能通过前馈环节改善系统的动态性能,达到理想的静动态控制效果。利用3 m量级翼展的试验模型对此系统开展动导数验证试验,结果表明:系统获得的动导数试验数据规律准确,试验数据重复性精度提升至4%以内,可为我国大展弦比飞行器的研制提供高精准度的风洞动导数试验数据。
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关键词
大型低速风洞
动导数试验
液压伺服驱动
复合控制
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Keywords
large-scale low-speed wind tunnel
dynamic derivative test
hydraulic servo drive
compound control
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分类号
V211.74
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名4.5 m×3.5 m低速风洞动导数试验技术研究
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作者
陈昊
卜忱
谭浩
牟伟强
王延灵
沈彦杰
冯帅
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机构
中国航空工业空气动力研究院
低速高雷诺数气动力航空科技重点实验室
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出处
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2024年第5期81-89,共9页
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文摘
动导数是飞行器操稳特性分析、控制律设计过程中的关键参数。为满足大型飞行器研制对高精度动导数数据的获取需求,中国航空工业空气动力研究院基于4.5 m×3.5 m低速风洞开发了具备5种振荡试验能力的低速动导数试验系统。该试验系统利用伺服液压摆动马达和伺服液压缸作为运动的驱动元件,经过伺服阀的控制直接产生任意波形的强迫运动,具有运动传递间隙小、运动控制精度高、系统自动化程度高等特点。可实现2.5 m量级模型的动导数试验,风速范围30~60 m/s,迎角范围-36°~36°,侧滑角范围-40°~40°。利用动态标模及某翼身融合布局模型进行了动导数验证试验,结果表明该系统获得的动导数数据规律合理,数据精度在3%以内,可为大型飞行器研制提供高质量的动导数试验数据。
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关键词
低速风洞
动导数试验
角振荡
平移振荡
伺服液压驱动
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Keywords
low speed wind tunnel
dynamic derivative test
angular oscillation
translation oscillation
servo hydraulic drive
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分类号
V211.4
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V211.7
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名2m量级高速风洞强迫振动动导数试验技术研究
被引量：3
- 3
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作者
陈建中
赵忠良
范长海
李玉平
谭显慧
王晓冰
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机构
中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2016年第5期598-605,共8页
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文摘
为满足大型运输机、先进战斗机、推进与机体一体化布局等现代高性能飞行器动导数风洞试验研究的需求,基于小振幅强迫振动动导数试验原理,在中国空气动力研究与发展中心2m量级高速风洞（FL-26和FL-28）建立了一套俯仰、滚转及偏航的三通道动导数试验技术。在试验系统研制过程中,首先采用强度高、刚性好的航空轻质铝材和复合材料解决了亚跨超声速条件下大尺度试验模型研制问题;其次,结合动力学和运动学仿真分析手段,实现并优化了大载荷试验装置传动机构设计以及α、β耦合双转轴支撑结构设计的难题;最后,在测控系统研制部分,通过电机选取、电磁干扰屏蔽、滤波器设计等技术手段进一步提高了测试系统的精度。试验系统设计技术指标Ma=0.4-4.25,迎角α=-35°-35°,侧滑角β=-15°-15°,传动机构法向承载载荷≤10 000N。SDM标模的验证试验结果表明,直接阻尼导数与文献值一致性较好,重复性试验数据误差基本控制在10%以内。目前,该项试验技术已经成功应用于某大型飞机模型的动导数风洞试验。
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关键词
高速风洞
试验技术
风洞试验
动导数试验
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Keywords
high speed wind tunnel
test techniques
wind tunnel test
dynamic derivative test
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分类号
V211.7
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名返回舱动稳定特性风洞试验的影响参数
被引量：6
- 4
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作者
胡静
宋玉辉
陈农
李潜
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机构
中国航天空气动力技术研究院
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出处
《航天返回与遥感》
2013年第5期14-19,共6页
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文摘
再入飞行器需要大阻力减速而采取钝锥外形,这种气动布局外形的飞行器动稳定风洞试验结果易受到质心位置、尾迹干扰和极限环运动等因素的影响。通过风洞试验研究了不同质心位置、不同支撑方式下尾迹干扰对返回舱配平角和动稳定性的影响,以及不同稳定模态下,试验方法对试验结果的影响。指出了在动稳定风洞试验中必须精确模拟返回舱质心位置,在大攻角状态下采取弯支杆支撑方式减少尾迹干扰,并针对极限环运动,采取轴承-滑块大振幅自由振动试验,才能得到正确的返回舱动稳定特性。
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关键词
返回舱
动导数风洞试验
质心位置
尾迹干扰
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Keywords
reentry capsule
dynamic stability characteristics
center-of-gravity location
wake interference
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分类号
V211.71
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名××型号1.2m风洞自由翻滚/强迫振动装置研究
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作者
吴东升
田利安
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机构
中国空气动力研究与发展中心
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出处
《流体力学实验与测量》
CSCD
北大核心
2001年第3期67-71,共5页
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文摘
为满足xx型号动导试验要求 ,在 1 .2m风洞内建立了一套自由翻滚 /强迫振动装置 ,采用小型电磁离合器、凸轮机构和步进电机的组合 ,满足了模型在风洞启动和关车时的锁紧、0°～ 360°自由翻滚、按预定规律强迫振动、试验装置阻塞度限制等多项要求 ,能在小风洞内完成国外在大尺寸风洞开展的同类试验 ,解决了型号研制的急需。
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关键词
自由翻滚振动装置
自由强迫振动装置
风洞
锁紧
动导数试验
自由翻滚振动
强迫振动
阻塞度
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Keywords
dynamic derivative model test
free-tumble vibration
forced vibration
cam gearing
repeating motor
blockage
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分类号
V211.73
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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