低速高雷诺数风洞腹撑支架干扰研究 被引量：3

1

作者 郑新军 焦仁山 +2 位作者 苏文华 马洪雷 张连河 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第6期870-874,共5页

针对FL-9低速高雷诺数风洞腹撑支架干扰问题,采用风洞试验研究的方法,开展了圆截面支杆与24棱截面支杆、锥度支杆与等直段支杆、不同的模型机身与支杆直径比等一系列对比验证试验,对FL-9风洞内式天平单支杆腹撑支杆的二维截面形状、三... 针对FL-9低速高雷诺数风洞腹撑支架干扰问题,采用风洞试验研究的方法,开展了圆截面支杆与24棱截面支杆、锥度支杆与等直段支杆、不同的模型机身与支杆直径比等一系列对比验证试验,对FL-9风洞内式天平单支杆腹撑支杆的二维截面形状、三维外形、支杆直径选取原则等进行了研究。获得了对雷诺数不敏感、支架干扰量小且稳定的腹撑支杆,并通过与其他风洞试验对比,进一步验证了FL-9风洞内式天平单支杆腹撑系统的精准度。 展开更多

关键词 雷诺数 单支杆腹撑 支架干扰

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8 m×6 m低速风洞动导数试验系统研制

2

作者 谭浩 陈昊 +2 位作者 王建锋 牟伟强 卜忱 《机床与液压》 北大核心 2025年第11期214-219,共6页

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... 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。 展开更多

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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大型低速风洞全模阵风试验支撑装置研制与验证 被引量：1

3

作者 于金革 由亮 +3 位作者 张颖 赵冬强 李俊杰 杨希明 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2024年第8期1462-1468,共7页

为适应日益增多的低速风洞全模阵风试验的需要,发展阵风试验技术,在航空工业气动院FL-10风洞研制了一套双自由度支撑装置,该装置放开了模型升沉和俯仰方向的较大运动自由度,实现了飞机刚体运动模态的模拟。装置主要结构为“钢梁+小滑车... 为适应日益增多的低速风洞全模阵风试验的需要,发展阵风试验技术,在航空工业气动院FL-10风洞研制了一套双自由度支撑装置,该装置放开了模型升沉和俯仰方向的较大运动自由度,实现了飞机刚体运动模态的模拟。装置主要结构为“钢梁+小滑车”,小滑车可在钢梁上自由滑动,避免了采用滑轨形式导致模型运动过程中出现卡滞现象;采用整流翼型与风洞上下壁板连接,减小了对风洞的破坏,降低了对风洞流场的影响;装置升沉运动高度为3 m,俯仰角范围可达±34°;升沉摩擦因数小,机构变形量小,具备模型防护功能。应用该装置成功开展了民机阵风载荷减缓试验,证明了装置设计合理,可以应用于低速全模阵风试验。 展开更多

关键词 FL-10风洞 全机模型 阵风试验 双自由度 模型支撑

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4.5 m×3.5 m低速风洞动导数试验技术研究

4

作者 陈昊 卜忱 +4 位作者 谭浩 牟伟强 王延灵 沈彦杰 冯帅 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期81-89,共9页

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... 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。 展开更多

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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天平疲劳应力监测技术研究

5

作者 多勐 陶爱华 +2 位作者 姚顺禹 梅家宁 杨光 《电子测量技术》 北大核心 2025年第7期9-15,共7页

风洞试验过程中天平会长期承受气动力动态载荷,这种作用很可能会导致天平疲劳失效,严重时会产生裂纹或者断裂,这不仅会导致天平损坏,甚至会导致试验件脱落,沿着风洞表面被吹走等灾难性的情况发生,这些意外情况的发生往往会延误飞行器整... 风洞试验过程中天平会长期承受气动力动态载荷,这种作用很可能会导致天平疲劳失效,严重时会产生裂纹或者断裂,这不仅会导致天平损坏,甚至会导致试验件脱落,沿着风洞表面被吹走等灾难性的情况发生,这些意外情况的发生往往会延误飞行器整个研制周期。为降低天平疲劳失效的风险,保证风洞试验安全,以FL-9风洞增压试验用天平为研究对象,结合天平有限元分析模型结果,提取天平结构体高风险应力节点,对天平的校准和风洞试验全过程进行疲劳监测。测试结果表明天平疲劳应力监测技术能够保证天平的安全,在此基础上实现了天平各单元载荷量程1.5~2倍扩展,风洞试验结果显示天平仍有足够的安全裕度以获取更广泛的试验数据范围。 展开更多

关键词 天平 疲劳失效 有限元 应力监测 疲劳极限

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FL-51风洞三自由度大幅振荡试验系统研制

6

作者 牟伟强 卜忱 +2 位作者 沈彦杰 谭浩 陈昊 《实验流体力学》 北大核心 2025年第2期94-101,共8页

针对先进布局战斗机大迎角过失速机动多自由度强耦合的特点,中国航空工业空气动力研究院基于FL-51低速开口风洞研制了一套三自由度大幅振荡试验系统。该系统主要由三自由度振荡装置、液压动力单元与驱动控制单元组成,使用伺服液压摆动... 针对先进布局战斗机大迎角过失速机动多自由度强耦合的特点,中国航空工业空气动力研究院基于FL-51低速开口风洞研制了一套三自由度大幅振荡试验系统。该系统主要由三自由度振荡装置、液压动力单元与驱动控制单元组成,使用伺服液压摆动马达和高精度微型伺服电机作为运动的驱动元件,可实现风速20~60 m/s范围内1 m量级模型的单自由度、双自由度和三自由度大幅振荡试验。利用小展弦比飞翼标模在国内首次实现了模型三自由度(滚转、偏航和俯仰)耦合大幅运动试验,结果表明:该试验系统获得的试验数据规律合理,性能指标满足飞机研制过程中多自由度耦合运动试验的需求,系统具有良好的结构稳定性,可牢固地支撑模型。 展开更多

关键词 低速开口风洞 三自由度 强迫运动 大幅振荡试验

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大型航空声学风洞消声室建设与校测 被引量：2

7

作者 周国成 陈宝 +1 位作者 李周复 姜涛 《应用声学》 CSCD 北大核心 2022年第6期891-900,共10页

风洞试验是进行民用飞机机体噪声研究的重要手段。为了满足航空飞行器低噪声设计在大型风洞中进行气动噪声试验的需求,中国航空工业空气动力研究院建设了FL-10大型低速风洞全消声室。通过在FL-10风洞试验大厅壁面安装吸声尖劈、对洞体... 风洞试验是进行民用飞机机体噪声研究的重要手段。为了满足航空飞行器低噪声设计在大型风洞中进行气动噪声试验的需求,中国航空工业空气动力研究院建设了FL-10大型低速风洞全消声室。通过在FL-10风洞试验大厅壁面安装吸声尖劈、对洞体外表面进行声学处理、对支撑系统进行隔声处理、对消声换气窗进行降噪处理等手段,建成了气动噪声风洞试验所需的声学环境。按照国家标准中给定的方法,利用张线方法实现了校准声源的布置,测量了消声室内沿不同路径、不同频率噪声的衰减规律,表明FL-10风洞消声室自由场特性达到了相应标准的要求,为后续在该风洞中进行大尺寸机体模型噪声试验奠定了基础。 展开更多

关键词 声学风洞 消声室 气动噪声 自由场校测

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大型低速风洞多通道电液伺服阵风发生器协同驱动控制策略研究 被引量：1

8

作者 于金革 王建锋 +4 位作者 吴帅 李明阳 董韶鹏 马占元 明强 《液压与气动》 北大核心 2022年第11期9-16,共8页

为在FL-10大型低速风洞开展飞机模型阵风影响相关试验研究,建立了4通道电液伺服马达驱动的摆动叶片式阵风发生器。4个通道独立控制方式,简化了系统结构,使发生器具备了多频率与多波形阵风模拟能力,但对多通道同步性也产生了更高的要求... 为在FL-10大型低速风洞开展飞机模型阵风影响相关试验研究,建立了4通道电液伺服马达驱动的摆动叶片式阵风发生器。4个通道独立控制方式,简化了系统结构,使发生器具备了多频率与多波形阵风模拟能力,但对多通道同步性也产生了更高的要求。针对4通道电液同步伺服控制,提出了一种改进的共反馈同步误差校正控制方案。共反馈同步误差校正控制方案利用主反馈误差来实现对跟踪误差的控制,并通过同步误差完成马达控制系统的反馈补偿,以达到更高的同步控制精度并提升运动性能。通过仿真和试验验证了同步控制算法的有效性。风洞流场校测结果表明:电液伺服摆动马达驱动能力强,动态高,生成的正弦波精度高,研制的发生器在来流风速70 m/s下可稳定工作,叶片最大摆动频率为16 Hz。 展开更多

关键词 阵风发生器 电液伺服控制 摆动缸 多通道 协同控制

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旋翼风洞试验洞壁干扰参数影响及敏感性分析

9

作者 刘向楠 邵天双 刘少腾 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第3期78-86,I0002,共10页

在旋翼风洞试验中,模型旋翼产生的下洗流在风洞洞壁的约束下会产生强烈的洞壁干扰。引起洞壁干扰的参数众多,为了探究各试验参数对洞壁干扰的影响,首先建立基于Heyson方法的洞壁干扰分析方法,并在中国航空工业空气动力研究院FL-10风洞... 在旋翼风洞试验中,模型旋翼产生的下洗流在风洞洞壁的约束下会产生强烈的洞壁干扰。引起洞壁干扰的参数众多,为了探究各试验参数对洞壁干扰的影响,首先建立基于Heyson方法的洞壁干扰分析方法,并在中国航空工业空气动力研究院FL-10风洞的开、闭口试验段开展了验证试验,验证了方法的有效性;然后基于该方法分析了各试验参数对洞壁干扰的影响;最后基于Sobol算法计算了洞壁干扰量对各试验参数的灵敏度,揭示了其敏感程度。结果表明:桨毂中心越靠近风洞中心,洞壁干扰相对越小;开、闭口试验段的旋翼洞壁干扰影响相反,且开口段的洞壁干扰影响大于闭口段;前进比、拉力系数、旋翼模型尺寸为洞壁干扰的主要影响参数,其中前进比起主要作用,其总灵敏度达0.894,拉力系数和旋翼模型尺寸的总灵敏度系数分别为0.144和0.155,为次要影响参数。研究结果为揭示旋翼洞壁干扰影响机理提供了参考。 展开更多

关键词 旋翼 风洞试验 洞壁干扰 灵敏度 FL-10风洞

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直升机旋翼模型移动式结冰风洞试验研究

10

作者 于文凯 刘向楠 +3 位作者 邵天双 高洪波 吴渊 杨征 《科学技术与工程》 北大核心 2025年第24期10487-10495,共9页

为研究直升机旋翼模型结冰特性,利用哈尔滨冬季低温环境模拟结冰条件,在航空工业气动院(Aerodynamics Research Institute, AVIC)季节性移动式结冰风洞开展直升机旋翼模型结冰试验。基于1.5 m量级旋翼试验台及带加热除冰装置的直升机旋... 为研究直升机旋翼模型结冰特性,利用哈尔滨冬季低温环境模拟结冰条件,在航空工业气动院(Aerodynamics Research Institute, AVIC)季节性移动式结冰风洞开展直升机旋翼模型结冰试验。基于1.5 m量级旋翼试验台及带加热除冰装置的直升机旋翼缩比模型,研究典型结冰试验状态下旋翼结冰情况及旋翼台振动水平、旋翼气动性能的变化,并分析了环境温度对旋翼结冰气动特性的影响。结果表明:旋翼桨叶结冰主要集中在前缘,从桨叶根部到桨尖方向,结冰厚度逐渐增加;试验中旋翼台振动水平持续恶化,同时旋翼气动性能显著下降;在更低的环境温度下,旋翼结冰没有进一步降低其气动性能。 展开更多

关键词 直升机 旋翼 季节性结冰风洞 风洞试验 气动性能

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直升机涵道尾桨气动噪声特性风洞试验研究

11

作者 丁存伟 周国成 +1 位作者 陈宝 仲唯贵 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2023年第3期107-112,共6页

基于中国航空工业空气动力研究院FL–52航空声学风洞试验条件,对直升机涵道尾桨模型的气动噪声特性进行了试验研究。对试验数据进行了射流剪切层影响修正,获得了涵道尾桨在悬停、前飞状态下的噪声频谱及远场指向性。分析了噪声随桨尖马... 基于中国航空工业空气动力研究院FL–52航空声学风洞试验条件,对直升机涵道尾桨模型的气动噪声特性进行了试验研究。对试验数据进行了射流剪切层影响修正,获得了涵道尾桨在悬停、前飞状态下的噪声频谱及远场指向性。分析了噪声随桨尖马赫数的变化规律,结果显示涵道尾桨气动噪声符合载荷噪声特性。对比了桨叶沿桨毂周向分布规律对气动噪声频谱特征的影响。获得了悬停和前飞状态下涵道对噪声传播的遮蔽效果影响,悬停状态下尾桨旋转平面内噪声降低约2 dB,前飞状态下尾桨旋转平面内噪声降低5~8 dB。 展开更多

关键词 涵道尾桨 气动噪声 声学风洞 直升机

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圆柱尾流场的Tomo-PIV测量 被引量：10

12

作者 许相辉 蒋甲利 +2 位作者 牛中国 宁继鹏 刘捷 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2015年第5期60-64,共5页

层析粒子图像测速(Tomo-PIV)是一种先进的光学测量技术,能够定量获取三维体视流场结构,可作为诸如湍流、多涡系干扰等三维复杂流场的有效测量手段。为了实现该技术在风洞模型测量中的应用,研究了工程应用和数据处理方法。在中航工业气动... 层析粒子图像测速(Tomo-PIV)是一种先进的光学测量技术,能够定量获取三维体视流场结构,可作为诸如湍流、多涡系干扰等三维复杂流场的有效测量手段。为了实现该技术在风洞模型测量中的应用,研究了工程应用和数据处理方法。在中航工业气动院FL-5风洞,选取12mm直径的圆柱体作为试验模型,应用Tomo-PIV技术测量了圆柱三维尾流场,通过解决体光源引入、示踪粒子投放和现场标定等关键技术以及对数据处理方法的研究,成功获得了圆柱体后方典型的三维卡门涡流场。测量区域约95mm×70mm×8.5mm,粒子图像分辨率达到20pixels/mm,包含数万个速度矢量数据,实现了Tomo-PIV的风洞试验验证。 展开更多

关键词 光学测量 Tomo-PIV 圆柱尾流 流场测量 风洞

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含Ⅰ型边缘裂纹离心叶轮的应力强度因子预测方法 被引量：4

13

作者 徐越 王欣 +3 位作者 王跃方 李聪 魏学敏 李盛文 《科学技术与工程》 北大核心 2023年第7期2856-2863,共8页

离心叶轮叶片在高速旋转时容易因裂纹扩展出现断裂破坏。由于叶片几何形状和载荷均很复杂,采用公式法计算I型裂纹的应力强度因子不可避免地存在着误差。扩展有限元法分析应力强度因子虽精度较好,但一般要花费大量的计算时间且有时收敛... 离心叶轮叶片在高速旋转时容易因裂纹扩展出现断裂破坏。由于叶片几何形状和载荷均很复杂,采用公式法计算I型裂纹的应力强度因子不可避免地存在着误差。扩展有限元法分析应力强度因子虽精度较好,但一般要花费大量的计算时间且有时收敛困难。首先基于ABAQUS软件扩展有限元法模块,仿真分析了不同的裂纹起始位置和裂纹长度下的叶片裂纹尖端应力强度因子,得到其与裂纹长度和起始位置的关系。接下来,基于断裂力学理论知识,检验了公式法估算应力强度因子的准确度。最后,以扩展有限元法的仿真结果为训练数据,以叶片裂纹位置和裂纹长度为输入参数,建立了裂纹尖端应力强度因子的多层反向传播人工神经网络(back propagation artificial neural network, BP-ANN)。算例表明,BP-ANN的预测精度优于公式法,并可有效减少扩展有限元法的仿真次数,推进断裂力学在离心叶轮可靠性设计中的应用。 展开更多

关键词 旋转叶片 裂纹 应力强度因子 扩展有限元 BP人工神经网络

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大幅振荡试验支架干扰研究 被引量：1

14

作者 沈彦杰 卜忱 +2 位作者 刘春明 吕红 眭建军 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第6期762-769,共8页

低速风洞大幅振荡试验是飞行器研制,特别是具有过失速机动能力的战斗机研制中,必不可少的试验研究项目。目前国内外已经开展了低速风洞大幅振荡试验,并开展了其他动态试验系统的支架干扰试验研究和大幅振荡试验洞壁干扰的试验研究,但对... 低速风洞大幅振荡试验是飞行器研制,特别是具有过失速机动能力的战斗机研制中,必不可少的试验研究项目。目前国内外已经开展了低速风洞大幅振荡试验,并开展了其他动态试验系统的支架干扰试验研究和大幅振荡试验洞壁干扰的试验研究,但对低速风洞大幅振荡试验结果中的支架干扰修正都没有进行过相应的研究。为了进一步提高低速风洞大幅振荡试验的数据准度,掌握支架干扰影响规律,在FL-51风洞采用两步法对俯仰、滚转和偏航三个模态的单自由度大幅振荡风洞试验的支架干扰进行了测量。两步法支架干扰修正法使用叠加原理,认为辅助支架、映像支架和主支架对模型气动力的干扰作用都是线性叠加关系,没有考虑不同支架之间的相互干扰。通过设计加工专用的辅助支架和映像支架,利用两步法试验获得了单自由度大幅振荡试验支架干扰的影响量。分析发现大幅振荡试验中支架干扰影响量对单自由度大幅振荡试验的准度影响较大,进行大幅振荡试验时,需要进行相应的支架干扰试验,并且支架干扰影响量随频率增大而增大。结果表明大幅振荡风洞试验可以通过两步法进行支架干扰影响修正,进而提高试验结果的准度。 展开更多

关键词 大幅振荡试验 支架干扰 两步法 风洞试验 数据修正 非定常气动力 试验准度

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FL-51风洞阵风发生器电液伺服控制系统

15

作者 于金革 卜忱 +3 位作者 吴帅 李立 明强 马占元 《液压与气动》 北大核心 2022年第10期64-70,共7页

针对FL-51风洞的阵风模拟需求,研究了电液伺服摆动缸独立驱动叶片的阵风发生器,通过结构解耦、控制同步的方式,简化了发生器结构,从而降低了运动过程中与叶片及洞体的耦合振动。研究了高频同步位置伺服控制算法,提高了发生器叶片的摆动... 针对FL-51风洞的阵风模拟需求,研究了电液伺服摆动缸独立驱动叶片的阵风发生器,通过结构解耦、控制同步的方式,简化了发生器结构,从而降低了运动过程中与叶片及洞体的耦合振动。研究了高频同步位置伺服控制算法,提高了发生器叶片的摆动幅度和频率,实现了发生器不同振幅、不同频率、不同波形的组合运动。通过装置测试与阵风流场校测,结果表明:电液伺服摆动马达驱动能力强、动态高、生成的正弦波精度高,在来流风速70 m/s下可稳定工作,能产生符合测试要求的高品质单频和多频阵风。 展开更多

关键词 低速风洞 阵风发生器 电液伺服控制 摆动缸 控制系统

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增升装置连式襟翼噪声抑制技术试验研究

16

作者 周国成 陈宝 谭啸 《科学技术与工程》 北大核心 2023年第2期838-844,共7页

机体噪声控制是当前民用飞机降噪技术研究的热点,增升装置的襟翼边缘噪声是机体噪声的重要组成。为了研究增升装置降噪技术,以L1T2翼型增升装置为对象,设计了两种不同偏角下的连式襟翼模型,通过声学风洞试验对其降噪效果进行研究。采用... 机体噪声控制是当前民用飞机降噪技术研究的热点,增升装置的襟翼边缘噪声是机体噪声的重要组成。为了研究增升装置降噪技术,以L1T2翼型增升装置为对象,设计了两种不同偏角下的连式襟翼模型,通过声学风洞试验对其降噪效果进行研究。采用传声器相位阵列以及远场线阵等测试设备,结合波束形成、声压级积分、频谱分析等分析方法,研究了不同襟翼偏角和迎角下L1T2增升装置气动噪声特性以及连式襟翼的降噪效果。研究表明:襟翼偏角0°/30°时,襟翼边缘噪声成为L1T2翼型襟翼噪声的主要噪声源,并随着迎角的增大而增大;襟翼偏角为0°/20°和0°/30°时,连式襟翼均能产生明显的降噪效果,且偏角越大,降噪效果越明显;此外,连式襟翼的降噪效果随着迎角的增大略有减小。 展开更多

关键词 连式襟翼 襟翼边缘噪声 风洞试验 降噪特性 声源定位

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某SUV后视镜降噪设计与风洞试验验证 被引量：3

17

作者 宋妙妍 周国成 +1 位作者 陈宏清 陈宝 《汽车工程》 EI CSCD 北大核心 2023年第4期681-689,707,共10页

为研究后视镜镜臂对其产生的气动噪声的影响,针对某SUV后视镜采用脱体涡(detached eddy simulation)方法分析其流场和近场噪声特性。通过改变镜臂外形设计了两种降噪模型,在航空工业气动院FL-53风洞开展了3个后视镜模型的气动噪声风洞... 为研究后视镜镜臂对其产生的气动噪声的影响,针对某SUV后视镜采用脱体涡(detached eddy simulation)方法分析其流场和近场噪声特性。通过改变镜臂外形设计了两种降噪模型,在航空工业气动院FL-53风洞开展了3个后视镜模型的气动噪声风洞试验。结果显示:通过改变镜臂周围曲率,能够减小涡的尺度,改变涡脱落的方向,降低后视镜尾流区域近场噪声,且风速会影响部分频段的降噪效果;从远场指向性看,3个后视镜在尾流区声压级较大,降噪模型没有改变远场指向性。 展开更多

关键词 后视镜 降噪效果 远场指向性 风洞试验

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进气道风洞试验气体流量计实况校准技术

18

作者 刘郡郡 李长坤 +3 位作者 滕鹏 周志坚 唐滨滨 曹永飞 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第12期174-181,共8页

为更精确地测量飞行器进气道风洞试验中流量参数,对进气道低速风洞试验中使用的小流量气体流量计开展实况校准方法研究,在FL-8风洞研制了一套工作压力小于0.1MPa,喷嘴Ma≤1,进气流量m≤2kg/s的基于音速喷嘴的可移动流量计校准系统。考... 为更精确地测量飞行器进气道风洞试验中流量参数,对进气道低速风洞试验中使用的小流量气体流量计开展实况校准方法研究,在FL-8风洞研制了一套工作压力小于0.1MPa,喷嘴Ma≤1,进气流量m≤2kg/s的基于音速喷嘴的可移动流量计校准系统。考虑到雷诺数与马赫数对流出系数的影响,采用依据实际风洞试验流量计工作状态参数的原则选取校准点;采取在流量计实际工作地点校准的方式以减小系统误差,校准后直接安装进气道模型进行风洞试验。试验结果表明:该校准方法重复性和装置稳定性良好,解决了现有流量计校准与实际试验中流动状态不一致,造成流出系数不准确的问题。有校准修正的流量要比无校准修正的流量相差2%~3%,由此引起进气道的性能参数差量达1%~2%。因此,该实况校准方法可有效减小测量误差,提升进气流量测量精准度。 展开更多

关键词 风洞试验 进气道 实况校准 气体流量计 进气流量

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基于虚拟飞行的混合翼身融合布局操稳特性

19

作者 王延灵 冯帅 +3 位作者 卜忱 沈彦杰 陈昊 芦士光 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第9期2337-2344,共8页

针对混合翼身融合布局面临的三轴运动耦合和大迎角失稳等潜在操稳问题,研制三自由度虚拟飞行试验系统,基于动力学相似模型开展纵向和横航向开环虚拟飞行试验,对飞机的本体操稳特性进行研究。结果表明:该混合翼身融合布局飞机纵向和航向... 针对混合翼身融合布局面临的三轴运动耦合和大迎角失稳等潜在操稳问题,研制三自由度虚拟飞行试验系统,基于动力学相似模型开展纵向和横航向开环虚拟飞行试验,对飞机的本体操稳特性进行研究。结果表明:该混合翼身融合布局飞机纵向和航向开环操纵均存在三轴运动耦合现象。纵向操纵会引起大迎角极限环失稳现象,迎角振荡平衡位置约为28°、振荡幅值约为2.56°、振荡主频率为0.55 Hz,振荡过程中气动力呈现非定常特性;V型尾翼偏航操纵响应呈现横向运动幅值最大、偏航运动次之、俯仰运动最小的特点。 展开更多

关键词 虚拟飞行 混合翼身融合布局 操稳特性 俯仰极限环振荡 运动耦合

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