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热力耦合作用下的风洞应变天平校准技术

仪器仪表学报 2022年第3期43卷 153-162页

作者：苗磊马涛徐志伟谢斌周米文中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所绵阳621000

为研究温度对风洞应变天平测量的影响,以热力耦合作用下的天平校准技术为着力点,通过响应面实验设计方法确立热力耦合加载矩阵,基于六自由度校准系统及构建的温度环境对一台六分量风洞应变天平实施热力耦合加载,采用多元回归方法建立了... 详细信息

为研究温度对风洞应变天平测量的影响,以热力耦合作用下的天平校准技术为着力点,通过响应面实验设计方法确立热力耦合加载矩阵,基于六自由度校准系统及构建的温度环境对一台六分量风洞应变天平实施热力耦合加载,采用多元回归方法建立了包含温度、力、力矩参数的天平公式,最后利用验证载荷检验天平公式的准确性,检验结果显示:温度及力/力矩载荷作用下,天平各分量的综合加载误差优于0.3%;天平公式能准确表征天平在热力耦合作用下的综合性能。研究结果表明,热力耦合作用下的风洞应变天平校准技术能够用于评定及修正温度对天平测量的影响。

关键词：风洞应变天平热力耦合校准响应面实验设计方法多元回归方法

超声速内流道激波串诱导噪声与结构作用规律研究

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空天技术 2023年第2期2023卷 10-19页

作者：严春晖杨党国王显圣董宾宁荣辉中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室

吸气式超声速飞行器进气道/隔离段在高反压状态下，内部气流的非定常运动会形成严酷脉动压力环境，造成飞行器结构疲劳破坏。针对飞行器结构设计中气动噪声与结构振动相互作用问题，通过高速风洞试验开展了典型结构参数的超声速内流道... 详细信息

吸气式超声速飞行器进气道/隔离段在高反压状态下，内部气流的非定常运动会形成严酷脉动压力环境，造成飞行器结构疲劳破坏。针对飞行器结构设计中气动噪声与结构振动相互作用问题，通过高速风洞试验开展了典型结构参数的超声速内流道声振响应特性研究，分析了内流道中高强噪声与结构振动响应间的影响规律。结果表明，超声速内流诱导声振耦合问题中的噪声载荷主要由非定常流动引起，并受到流场中复杂激波运动的影响。超声速内流道模型流动/振动/噪声多物理场耦合特性的试验研究，为厘清发动机内流道复杂流场结构、高强噪声与结构振动影响规律提供了技术支持。

关键词：超声速内流气动噪声脉动压力声振响应风洞试验

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大型飞机襟翼吹气增升风洞试验

航空学报 2023年第13期44卷 68-78页

作者：王万波姜裕标黄勇张鑫魏然中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所绵阳621000

襟翼吹气增升技术可以有效提升大型飞机升力,近年来受到越来越多的关注。为改善某型飞机起降性能,在FL-14风洞开展了襟翼吹气增升风洞试验,采用流量控制单元进行内襟翼和外襟翼流量的测量与控制,采用外式空气桥消除供气管路对天平测力... 详细信息

襟翼吹气增升技术可以有效提升大型飞机升力,近年来受到越来越多的关注。为改善某型飞机起降性能,在FL-14风洞开展了襟翼吹气增升风洞试验,采用流量控制单元进行内襟翼和外襟翼流量的测量与控制,采用外式空气桥消除供气管路对天平测力的影响。通过空气桥影响试验分析了压力、温度、流量对天平载荷的影响,通过风洞试验研究了动量系数、襟翼偏角对增升效果的影响规律,通过荧光丝线法显示了施加吹气控制前后的表面流场。试验结果表明:施加吹气控制后升力显著增加,升力增加量随着动量系数的增加而增加,升力系数最大增加1.15;襟翼偏角为30°/22.5°时,失速迎角随着动量系数的增加略有增加;襟翼偏角更大时,失速迎角随着动量系数的增加先增加后减小然后再增加;升力增量正比于动量系数的自然对数,随着襟翼偏角的增加,拟合曲线的斜率和截距都增加。

关键词：襟翼吹气流动控制增升风洞试验大型飞机

基于环量控制的无尾飞翼俯仰和滚转两轴无舵面姿态控制飞行试验

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航空学报 2023年第18期44卷 70-79页

作者：张刘黄勇陈辅政朱正龙郭天豪姜裕标周铸中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所绵阳621000

环量控制通过驱动压缩空气射流产生虚拟舵面实现无舵面飞行控制,显著提高低可探测性。基于无尾飞翼布局无人机,提出基于激励器终端压力反馈的闭环控制策略,自主开发机载多通道闭环控制射流作动系统,并与飞行控制系统进行融合,实现基于... 详细信息

环量控制通过驱动压缩空气射流产生虚拟舵面实现无舵面飞行控制,显著提高低可探测性。基于无尾飞翼布局无人机,提出基于激励器终端压力反馈的闭环控制策略,自主开发机载多通道闭环控制射流作动系统,并与飞行控制系统进行融合,实现基于主动射流的姿态闭环控制,通过60 m/s巡航速度下飞行试验,定量研究了环量控制用于俯仰和滚转姿态控制能力。结果表明:环量激励器通道组合产生双向连续、稳定的俯仰和滚转控制力矩;射流作动系统响应延迟小于0.02 s,射流作动无人机姿态角速度响应时间小于0.02 s;俯仰环量激励器压比−1.025与升降舵−2.5°舵偏角产生的俯仰力矩相当,滚转环量激励器压比1.050与副翼2.0°舵偏角产生的滚转力矩相当,并分别实现纵向和横向无舵面姿态控制。

关键词：环量控制主动流动控制飞行试验飞翼闭环控制射流作动系统

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风洞流场抗时变干扰控制研究

实验流体力学 2023年

作者：刘为杰凌忠伟邓晓曼阎成陈海峰肖晋中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所

时变干扰问题在风洞流场控制中普遍存在，其中比较常见和典型的是跨声速连续变迎角试验中迎角对马赫数控制带来的干扰。为了在存在时变干扰情况下提高流场控制精度，创新的提出了一种新型的前馈+反馈复合控制方案。前馈控制采用基于超... 详细信息

时变干扰问题在风洞流场控制中普遍存在，其中比较常见和典型的是跨声速连续变迎角试验中迎角对马赫数控制带来的干扰。为了在存在时变干扰情况下提高流场控制精度，创新的提出了一种新型的前馈+反馈复合控制方案。前馈控制采用基于超前校正的增量式扩张状态观测器（Lead Correction based Incremental Extend State Observer,LIESO），反馈控制采用增量式比例积分（Proportional-Integral,PI）控制。以1.2 m跨超声速风洞连续变迎角试验为研究对象，对该复合控制方法进行试验验证。试验结果表明：LIESO+PI复合控制对时变干扰抑制效果显著，鲁棒性较好，对不同的模型堵塞度、试验马赫数适应性较好，具有较好的工程应用价值。

关键词：时变干扰扩张状态观测器超前校正增量式控制器复合控制

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连续式跨声速风洞短轴探管设计与试验

航空动力学报 2022年第6期37卷 1171-1180页

作者：邓海均熊波罗新福洪少尊李腾骥张利波韩新峰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

为深入研究不同类型短轴探管的测值特性,设计了多种无需张线固定的短轴探管,通过风洞试验开展了相关探索研究。试验结果表明:不同外形参数的短轴探管与长轴探管在马赫数在0.95以下时马赫数方均根偏差量差异不超过0.000 3,马赫数修正量... 详细信息

为深入研究不同类型短轴探管的测值特性,设计了多种无需张线固定的短轴探管,通过风洞试验开展了相关探索研究。试验结果表明:不同外形参数的短轴探管与长轴探管在马赫数在0.95以下时马赫数方均根偏差量差异不超过0.000 3,马赫数修正量差异不超过0.000 8,测值曲线无明显变化;马赫数在1.0~1.4区间时,不同形式的短轴探管与长轴探管的测试结果存在明显差异,优化短轴探管头部外形参数、增加柱段长度可不同程度地降低头部对试验段流场的干扰。

关键词：跨声速风洞流场品质短轴探管外形设计风洞试验

跨声速风洞中使用短轴探管测量试验段核心流马赫数影响研究

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南京航空航天大学学报 2022年第2期54卷 225-232页

作者：邓海均熊波罗新福洪少尊李强王伟仲刘俊中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所绵阳621000

在0.6 m×0.6 m连续式跨声速风洞中设计了一种新型短轴探管,用于测量试验段核心流马赫数的分布特性。为了研究不同跨声速试验段条件下短轴探管的测值特性,通过数值仿真研究了短轴探管在不同马赫数下对流场的影响。分别在跨声速孔壁试验... 详细信息

在0.6 m×0.6 m连续式跨声速风洞中设计了一种新型短轴探管,用于测量试验段核心流马赫数的分布特性。为了研究不同跨声速试验段条件下短轴探管的测值特性,通过数值仿真研究了短轴探管在不同马赫数下对流场的影响。分别在跨声速孔壁试验段和槽壁试验段中开展了短轴探管用于测量试验段核心流马赫数风洞试验研究,并与长轴探管的试验结果进行了对比。试验结果表明,当Ma≤0.95时,两种试验段中短轴探管马赫数测值曲线与参照值曲线基本一致,差异较小;当Ma≥1.0时,孔壁试验段测值结果与参照值差异明显小于槽壁试验段结果,跨声速孔壁试验段消除头波干扰能力较槽壁试验段更强。

关键词：跨声速风洞流场品质核心流马赫数壁板短轴探管

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民机极限飞行状态非定常气动力建模

航空学报 2022年第8期43卷 376-387页

作者：岑飞刘志涛蒋永郭天豪张磊孔轶男中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所绵阳621000

飞行失控是造成民机灾难性航空事故的重要因素,飞行失控中飞机难以避免超出正常飞行包线范围,进入具有复杂非线性和非定常动态气动特性的极限飞行状态。选择具有布局典型性的CRM民机标模,开展极限飞行状态大振幅振荡测力试验,获得极限... 详细信息

飞行失控是造成民机灾难性航空事故的重要因素,飞行失控中飞机难以避免超出正常飞行包线范围,进入具有复杂非线性和非定常动态气动特性的极限飞行状态。选择具有布局典型性的CRM民机标模,开展极限飞行状态大振幅振荡测力试验,获得极限飞行状态非定常气动力数据;基于大迎角流动分离物理机理和Goman状态空间建模方法,提出了针对大型民机极限飞行状态的非定常气动力模型并验证了模型的泛化能力;将非定常气动力模型与飞机运动方程结合,形成非定常气动力/非线性运动状态方程组,进行气动/运动耦合分岔分析,预测了极限飞行状态飞机非线性运动,最后利用风洞模型飞行试验进行极限飞行状态动力学特性验证。结果表明,在民机非定常气动力建模中,改进状态空间模型结构,针对机翼和平尾,分别引入反映其空间流场特征的状态变量,改进后的模型实现了民机纵向非定常气动力建模,尤其是解决了俯仰力矩非定常建模问题,模型具有良好的泛化能力;结合非定常气动力模型和飞机运动方程进行的极限飞行状态非线性运动分岔分析,可以准确预测极限环振荡等非线性运动;通过风洞模型飞行试验,准确复现和验证了极限飞行状态飞行动力学特性的发展演化,实现了非定常气动力建模和非线性飞行动力学分析结果的试验验证。研究方法和结果为民机极限飞行状态的气动与运动特性的建模分析提供了一个可行途径,从而改进飞机飞行失控预防、极限状态改出、飞行模拟训练和飞行事故分析等。

关键词：民机极限飞行状态 Goman-Khrabrov模型分岔分析飞行试验

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飞行器操纵面嗡鸣风洞试验技术综述

空气动力学学报 2022年第3期40卷 1-9,I0001页

作者：闫昱路波杨兴华郭洪涛余立中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所绵阳621000

操纵面嗡鸣是飞行器跨声速飞行时发生的气动弹性动不稳定现象。嗡鸣的发生,轻则降低飞行器操纵面效率,重则导致灾难性的飞行事故,是除颤振外飞行器设计部门重点关注的气动弹性难题。操纵面嗡鸣涉及激波与边界层的相互作用,目前尚没有准... 详细信息

操纵面嗡鸣是飞行器跨声速飞行时发生的气动弹性动不稳定现象。嗡鸣的发生,轻则降低飞行器操纵面效率,重则导致灾难性的飞行事故,是除颤振外飞行器设计部门重点关注的气动弹性难题。操纵面嗡鸣涉及激波与边界层的相互作用,目前尚没有准确预测嗡鸣的计算方法,通常采用风洞试验来获取相关数据。操纵面嗡鸣风洞试验可以利用风洞再现嗡鸣现象,研究嗡鸣特性,是飞行器研制阶段检验操纵面防嗡鸣设计最行之有效的手段。本文回顾了国内外操纵面嗡鸣风洞试验研究现状,梳理了操纵面嗡鸣的发生机理、触发条件及分型依据,对操纵面嗡鸣试验风洞选取、模型设计、试验方法提供了建议,对颤振试验中可能出现的嗡鸣问题提供了判别方法,对后续的工作进行了展望。

关键词：嗡鸣操纵面风洞试验颤振气动弹性