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8m×6m低速风洞动导数试验系统研制

机床与液压 2024年

作者：谭浩陈昊王建锋牟伟强卜忱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

动导数是飞行器设计必须参考的重要气动力参数，主要用于开展飞行器动态特性、操稳特性分析和控制律设计等工作。为解决我国风洞动导数试验由于模型尺寸小、试验风速低导致试验雷诺数低而影响动导数试验数据精准度的问题，满足我国大型... 详细信息

动导数是飞行器设计必须参考的重要气动力参数，主要用于开展飞行器动态特性、操稳特性分析和控制律设计等工作。为解决我国风洞动导数试验由于模型尺寸小、试验风速低导致试验雷诺数低而影响动导数试验数据精准度的问题，满足我国大型客机、大型运输机等大展弦比飞行器研制对高精度动导数试验数据的迫切需求，航空工业气动院基于 8 m ×6 m 大型低速风洞研制了具备 5 种振荡模态的大尺寸模型低速风洞动导数试验系统。系统以电液伺服驱动控制技术为路线，利用摆动马达和液压缸作为动态运动的驱动单元，具有机械传动间隙小、控制精度高、系统自动化程度高等特点。系统可实现最大4m量级翼展模型的动导数试验，最大试验风速60 m/s，迎角范围-10°～40°，侧滑角范围-30°～30°。利用3m量级翼展的动态试验标准模型对本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。

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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飞行器动导数试验装置控制系统研发

飞行器动导数试验装置控制系统研发

作者：冯立文西南交通大学

学位级别：硕士

随着战斗机性能的不断发展,过失速机动能力已经成为现代战斗机重要的性能指标,一些战斗机已具有大迎角过失速飞行能力,这对保证战机的机动性能具有重要意义,可以实现战机空战中的绝对优势。由于战机在大迎角过失速飞行时产生分离、旋涡... 详细信息

随着战斗机性能的不断发展,过失速机动能力已经成为现代战斗机重要的性能指标,一些战斗机已具有大迎角过失速飞行能力,这对保证战机的机动性能具有重要意义,可以实现战机空战中的绝对优势。由于战机在大迎角过失速飞行时产生分离、旋涡等复杂流动,气动力呈现出高度的非线性和非定常特性。为了准确获取战斗机等飞行器过失速机动过程中的动态气动力数据,需要在风洞中进行大幅振荡动导数试验。目前公开的动导数实验技术多采用电机加机械传动机构实现飞行器的振荡运动,但是机械传动机构将产生不可避免的系统误差,且采用机械传动难以实现较高的振荡频率;目前的动导数试验技术主要针对俯仰或滚转振荡,对大迎角升沉振荡试验技术的研究较少。本文首次采用直线电机实现飞行器在大迎角(-10～90°)下的大幅值(0～0.2m)高频率(0～2Hz)升沉振荡;控制系统误差是动导数试验不确定性的重要来源,为了提高试验数据的准确性,对升沉振荡和变迎角系统误差控制进行了研究;研发了应用于3.2m低速风洞的尾撑升沉平移动导数试验装置的控制系统。主要内容如下:1.推导了动导数试验装置各个执行系统的运动学、动力学方程;根据系统参数,对各个执行系统的关键部件进行了计算选型;建立了变迎角系统中铰链间隙、支杆振动产生的迎角误差模型。2.建立了直线电机的控制系统模型,推导了直线电机控制系统参数整定的理论公式,计算得到了直线电机控制器的理论最佳参数;对含间隙迎角控制系统的误差补偿提出了基于模糊控制的非线性控制算法。3.使用MATLAB/Simulink软件对直线电机控制系统进行了仿真,通过仿真结果对系统参数进行了优化;使用Simulink和Adams软件对含间隙变迎角系统进行了控制算法的联合仿真,对比了不同控制算法的误差,结果表明模糊PID控制精度最高。4.基于西门子SMOTION运动控制器研制了动导数试验装置的控制系统。5.通过地面实验对直线电机控制系统参数进行了验证与优化,并探究了频率和负载变化对直线电机正弦振荡精度的影响;对迎角误差进行了实验分析;最后在3.2m风洞中进行了飞行器的动导数试验,试验结果表明该系统的技术指标达到了预期要求。

关键词：动导数试验直线电机含间隙机构参数整定模糊控制联合仿真

基于WDPR-8的模型动导数试验可行性研究

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基于WDPR-8的模型动导数试验可行性研究

第九届全国流体力学学术会议

作者：冀洋锋彭苗娇王宇奇胡正红马少宇林麒厦门大学航空航天学院

本文详细给出了在低速风洞中,采用绳系并联机器人(Wire.-driven Parallel Robot with 8 cables,WDPR-8)支撑模型,研究用强迫振荡法测量模型动导数的可行性。试验采用SDM动态标准模型,将杆式六分量应变天平内置入SDM中测量模型的气动力... 详细信息

本文详细给出了在低速风洞中,采用绳系并联机器人(Wire.-driven Parallel Robot with 8 cables,WDPR-8)支撑模型,研究用强迫振荡法测量模型动导数的可行性。试验采用SDM动态标准模型,将杆式六分量应变天平内置入SDM中测量模型的气动力和力矩,建立了适用于绳系并联机器人支撑系统的模型运动控制系统和数据采集系统。采用绳拉力作为参考通道以同步单目视觉的姿态信号与气动力信号,从而解决了拉力信号与位移信号相位角测量的问题。整个试验台置于CARDC某低速直流风洞中进行了一系列动导数试验。研究结果表明本文使用绳系并联支撑系统在低速风洞中测量模型动导数的方案是可行的。使用WPDR支撑进行动导数试验可以节省试验的成本和时间。

关键词：绳系并联机器人支撑 SDM标模内置天平动导数试验

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高超声速风洞动导数试验技术

高超声速风洞动导数试验技术

中国力学大会-2017暨庆祝中国力学学会成立60周年大会

作者：刘金宋玉辉胡静中国航天空气动力技术研究院

目前国内外研究机构对面对称构型的航天飞行器的研究越来越多,和以往常规构型航天飞行器对比,对这类航天飞行器的研究需要准确的预测和精确测量动稳定导数,对于这类航天飞行器气动力呈现较强的非定常、非线性与纵/航/横向耦合特性。要... 详细信息

目前国内外研究机构对面对称构型的航天飞行器的研究越来越多,和以往常规构型航天飞行器对比,对这类航天飞行器的研究需要准确的预测和精确测量动稳定导数,对于这类航天飞行器气动力呈现较强的非定常、非线性与纵/航/横向耦合特性。要对这类航天飞行器纵/航/横向耦合特性研究,需要采用强迫振动动导数试验方法获取其交叉、交叉耦合动稳定导数。基于以上问题,中国航天空气动力技术研究院在FD-07高超声速风洞设计和建立一套用于测量高超声速飞行器动导数强迫振动试验装置。新的高超声速风洞强迫振动试验装置分为俯仰/偏航强迫振动试验装置和滚转强迫振动试验装置,目前该试验装置在马赫数5-8工况下完成了一个高超声速面对称飞行器试验模型的动导数试验,取得了满意试验结果。

关键词：高超声速风洞动导数试验强迫振动试验

基于液压驱动的4m量级低速风洞动导数试验技术研究

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基于液压驱动的4m量级低速风洞动导数试验技术研究

第五届非定常空气动力学学术会议

作者：陈昊谭浩牟伟强王延灵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

为满足我国大飞机等航空飞行器研发动稳定性高精确度测量需求,在中国航空工业空气动力研究院4m量级低速风洞研制了具备俯仰、偏航、滚转、升沉及侧移五种运动模态的动导数试验系统,可实现2.5m量级模型动导数试验。试验系统采用液压马达... 详细信息

为满足我国大飞机等航空飞行器研发动稳定性高精确度测量需求,在中国航空工业空气动力研究院4m量级低速风洞研制了具备俯仰、偏航、滚转、升沉及侧移五种运动模态的动导数试验系统,可实现2.5m量级模型动导数试验。试验系统采用液压马达和液压缸直接驱动运动部件,通过液压伺服系统的控制直接实现强迫谐波运动的产生以及振幅、频率的高精度自动控制,实现运动传递间隙的有效控制,避免了电机及减速器驱动方式产生的运动传递间隙大、运动控制精度低以及电磁干扰的问题。利用该试验系统进行了某翼身融合布局民机模型动导数试验,获得了该机基本动稳定特性、各运动模态下重复性试验数据。试验结果表明:该试验系统获得的动导数数据规律合理,重复性精度较传统电机驱动动导数系统提高50%以上,同时试验雷诺数较3m量级风洞提高2倍以上,可为我国大飞机研制提供更高质量的动导数试验数据。

关键词：动导数试验 4m量级低速风洞液压驱动

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高超声速动导数试验

高超声速动导数试验

北京力学会第17届学术年会

作者：陈农中国航天空气动力技术研究院

基于自由振动、质量射流和多孔模型试验技术,采用10度尖锥模型,在高超声速风洞中研究物理效应对动态特性的影响。以及对近空间飞行器进行气动力特性分析。

关键词：高超声速动导数试验气动力特性

2m量级高速风洞强迫振动动导数试验技术研究

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空气动力学学报 2016年第5期34卷 598-605页

作者：陈建中赵忠良范长海李玉平谭显慧王晓冰中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所四川绵阳621000

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... 详细信息

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。

关键词：高速风洞试验技术风洞试验动导数试验

××型号1.2m风洞自由翻滚/强迫振动装置研究

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流体力学实验与测量 2001年第3期15卷 67-71页

作者：吴东升田利安中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

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... 详细信息

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。

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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圆锥标模高超声速俯仰自由振动试验与分析

气体物理 2018年第2期3卷 57-63页

作者：赵俊波付增良高清张石玉梁彬中国航天空气动力技术研究院北京100074

为解决自由振动式动导数试验技术在大尺度高超声速风洞中,高气动载荷环境与低频率模拟要求之间的突出矛盾,进一步提高高超声速飞行器较低气动阻尼的测量精度,发展了基于组合式动导数天平的Ф1 m量级高超声速风洞自由振动试验技术.设计... 详细信息

为解决自由振动式动导数试验技术在大尺度高超声速风洞中,高气动载荷环境与低频率模拟要求之间的突出矛盾,进一步提高高超声速飞行器较低气动阻尼的测量精度,发展了基于组合式动导数天平的Ф1 m量级高超声速风洞自由振动试验技术.设计组合式动导数天平,轴承组件承载模型轴向和法向气动力,弹性应变梁提供系统恢复力矩,并可根据减缩频率的要求调整系统自由振动频率,有效提高了天平承载能力,拓展了试验频率模拟范围.在中国空气动力研究与发展中心Ф1 m高超声速风洞,利用本系统进行了10°半锥角不同钝度圆锥标模俯仰动导数校测试验,所测俯仰动导数与文献结果最大相对误差在6%以内,验证了试验系统和测试结果具有较好的稳定性与重复性.

关键词：高超声速风洞动导数试验组合式动导数天平振动频率 10°半锥角标模