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大型低速风洞尾撑机构研制
1
作者 张德久 徐剑英 +2 位作者 谢明伟 蔡清青 李进学 《兵工自动化》 北大核心 2024年第2期35-39,共5页
尾撑机构是为大型低速风洞研制配套的多用途支撑设备,其主要用途包括:支撑战斗机模型完成大迎角状态测力、测压试验任务,迎角连续变化范围-15°~90°,侧滑角连续变化范围±35°;支撑大尺度模型(最大翼展达6 m)完成常规... 尾撑机构是为大型低速风洞研制配套的多用途支撑设备,其主要用途包括:支撑战斗机模型完成大迎角状态测力、测压试验任务,迎角连续变化范围-15°~90°,侧滑角连续变化范围±35°;支撑大尺度模型(最大翼展达6 m)完成常规测力、测压、地效试验等任务,满足迎角连续变化范围-10°~75°;支撑特殊模型进行特种试验,包括细长体模型、螺旋桨模型、动力模拟试验模型等。标模试验验证结果表明:该机构刚性强,模型支撑牢固,运行灵活,模型姿态变化定位精确,可满足常规和大量特种模型支撑和姿态变化需要。 展开更多
关键词 尾撑机构 低速风洞 试验设备
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基于压电叠堆的智能风洞尾支杆结构主动抑振PD参数整定
2
作者 姜帅和 张磊 +4 位作者 黄赟 潘天越 余佳珈 沈星 王晨 《航空科学技术》 2024年第5期118-124,共7页
验证飞行器气动性能往往需要进行风洞全模试验,尾支杆支撑结构设计简单、拆装便捷、对试验流场干扰低,因此全尺寸模型普遍采用尾支杆支撑形式。但其支撑刚度低、结构阻尼小,容易引发支杆-模型系统的振动。本文基于压电叠堆设计了集成于... 验证飞行器气动性能往往需要进行风洞全模试验,尾支杆支撑结构设计简单、拆装便捷、对试验流场干扰低,因此全尺寸模型普遍采用尾支杆支撑形式。但其支撑刚度低、结构阻尼小,容易引发支杆-模型系统的振动。本文基于压电叠堆设计了集成于尾支杆根部的智能主动抑振结构,应用改进粒子群算法对工程上常用的比例微分(PD)控制方法进行了整定优化,改善了其参数整定所需时间长、整定效率不高的问题。控制仿真及试验结果表明,采用基于改进粒子群算法的PD控制器可降低振动信号振幅最大值为52%,缩短99.48%的调整时间,抑振效果明显,能够为风洞尾支杆主动控制提供理论及实践参考。 展开更多
关键词 尾支杆支撑 改进粒子群算法 PD参数整定 主动抑振
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飞行器跨超声速风洞试验模型中尾支撑结构的力学特性研究 被引量：3
3
作者 郝东 毛代勇 +2 位作者 余婧 张林 吴晗 《机械制造》 2018年第7期18-20,24,共4页
针对2.4 m×2.4 m飞行器跨超声速风洞试验,设计了试验模型的尾支撑结构。对所设计的尾支撑结构进行力学建模,获得了总体等效柔度矩阵,采用ABAQUS求解器进行方程求解,确定了等效柔度矩阵中的元素,同时分析了尾支撑结构的静力学和动... 针对2.4 m×2.4 m飞行器跨超声速风洞试验,设计了试验模型的尾支撑结构。对所设计的尾支撑结构进行力学建模,获得了总体等效柔度矩阵,采用ABAQUS求解器进行方程求解,确定了等效柔度矩阵中的元素,同时分析了尾支撑结构的静力学和动力学特性。研究结果表明:所设计的尾支撑结构具有较高的静态刚度和良好的动力学稳定性,满足飞行器跨超声速风洞试验的结构要求。 展开更多
关键词 飞行器 风洞试验 尾支撑 结构 力学特性
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FL-17风洞尾撑装置试验载荷评估方法研究及评估软件开发
4
作者 赵昱 曹清媛 +3 位作者 吴松岭 杨本川 赵鲲 尹熹伟 《机械强度》 CAS CSCD 北大核心 2022年第4期885-892,共8页
基于坐标变换方法推导了FL-17风洞尾撑装置中的迎角驱动油缸、迎角铰链轴承和侧滑铰链轴承在模型重力载荷和气动载荷作用下所承受的载荷,得到了载荷矢量的解析式,建立了载荷评估准则。采用Matlab开发了载荷评估程序,建立了载荷评估软件... 基于坐标变换方法推导了FL-17风洞尾撑装置中的迎角驱动油缸、迎角铰链轴承和侧滑铰链轴承在模型重力载荷和气动载荷作用下所承受的载荷,得到了载荷矢量的解析式,建立了载荷评估准则。采用Matlab开发了载荷评估程序,建立了载荷评估软件界面,通过导入尾撑装置结构参数、输入载荷参数即可快速完成油缸驱动力和轴承当量载荷计算,得出油缸驱动力裕量系数和轴承安全系数,克服了采用多体动力学仿真计算量大,评估效率偏低的缺点。以某风洞试验载荷评估工作为例,采用所开发的载荷评估软件进行了评估计算,得出了尾撑装置强度满足试验要求的结论。为风洞试验准备和论证工作提供了一种高效高精度的方法,具有较强的工程应用价值。 展开更多
关键词 风洞 尾撑 强度校核 串联机构 坐标变换
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基于WDPR-8支撑与弯刀尾支撑的风洞对比试验研究 被引量：4
5
作者 潘家鑫 林麒 +2 位作者 吴惠松 周凡桂 王晓光 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第5期1038-1048,共11页
对国内近年设计的具有典型先进战斗机布局的动态试验标模,采用8绳牵引的绳牵引并联机器人(WDPR-8)支撑和传统弯刀尾支撑在FL-5风洞中进行对比吹风试验。根据风洞试验环境及仿真计算系统的刚度与工作空间,设计了满足要求的WDPR-8绳系结... 对国内近年设计的具有典型先进战斗机布局的动态试验标模,采用8绳牵引的绳牵引并联机器人(WDPR-8)支撑和传统弯刀尾支撑在FL-5风洞中进行对比吹风试验。根据风洞试验环境及仿真计算系统的刚度与工作空间,设计了满足要求的WDPR-8绳系结构和支撑机构,并建造了样机;在阻塞比及两心距足够小的前提下,保证了模型在两支撑系统中的通用性,以此设计内置六分量杆式天平的试验模型;利用绳拉力信号并联WDPR-8视觉采集系统与风洞VSS采集系统,实现气动力、机器视觉和绳拉力3个采集系统同步工作;在除支撑系统以外其他试验条件保持一致的条件下,进行重复性试验、纵向试验和横向试验。数据处理时,弯刀尾支撑进行了尾支架修正,WDPR-8支撑未修正。比较对照试验结果可得:两者在纵向试验的重复性试验所得升力系数最大均方差差别很小,2种支撑得到的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数的最大均方差不超过3.6%;横向试验在试验攻角范围内,2种支撑得到的侧向力系数对侧滑角的导数变化规律基本相同。用WDPR-8支撑进行的单自由度俯仰振荡试验得到的升力系数迟滞环曲线各环首尾连续,与静态升力系数曲线走势一致,且非定常迟滞环面积随减缩频率增大而增大,符合物理意义。试验研究结果反映出WDPR-8支撑的可行性及结果的有效性。 展开更多
关键词 风洞试验 对比试验 绳牵引并联机器人(WDPR) 弯刀尾支撑 气动特性
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5.5 m×4 m航空声学风洞结构设计与研究 被引量：1
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作者 杨文国 王睿 +1 位作者 尹永涛 陈万华 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第12期68-78,共11页
5.5 m×4 m航空声学风洞是2015年投入使用的中国首座大型航空声学风洞,填补了中国在飞行器气动声学试验地面研究平台领域的空白。针对该风洞具有气动声学试验能力、开闭口试验状态快速切换以及模型支撑系统适应多工况的试验需求等... 5.5 m×4 m航空声学风洞是2015年投入使用的中国首座大型航空声学风洞,填补了中国在飞行器气动声学试验地面研究平台领域的空白。针对该风洞具有气动声学试验能力、开闭口试验状态快速切换以及模型支撑系统适应多工况的试验需求等特点进行了风洞总体和主要部段结构设计与研究。采用可更换的大型钢结构与砼结构相结合的风洞回路,实现了风洞气动与声学、开口与闭口兼顾的多功能布局需求;采用整体可移动、推杆驱动的多功能腹撑装置和沉入式大行程、高精度、可升降尾撑机构,实现了开/闭口试验等试验功能和状态的快速切换;采用球面轮毂、球面叶根桨叶角可调叶片、法兰对顶叶柄防松结构,最大限度地降低了叶根气动噪声,同时实现了风扇转子的可靠运行,结合壁面降噪措施,满足了风扇的低噪声要求。试验结果表明该风洞运行结构安全可靠,试验效率高,证明5.5 m×4 m航空声学风洞结构设计是成功的。 展开更多
关键词 航空声学风洞 结构设计 试验段 腹撑 尾撑 风扇
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