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风洞动导数俯仰振动试验装置的设计

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客机模型风洞实验报告(3篇)

客机模型风洞实验报告(3篇)

第1篇一、实验目的本次实验旨在研究某型号客机模型在风洞中的气动特性，包括升力、阻力、俯仰力矩、滚转力矩和偏航力矩等。

通过实验数据，评估客机模型的空气动力学性能，为后续的飞机设计提供理论依据。

二、实验设备1. 风洞：T-128号风洞，具备0.96马赫的试验速度，雷诺数在3.5-5百万之间。

2. 客机模型：按照实际尺寸1:1比例制作，材料为轻质合金。

3. 测量系统：包括压力传感器、力矩传感器、角度传感器等。

4. 数据采集与处理系统：用于实时采集实验数据并进行处理。

三、实验方案1. 客机模型在风洞中固定，调整角度和姿态，使模型处于水平状态。

2. 通过调整风洞的风速，模拟不同飞行状态下的气流情况。

3. 在不同风速下，测量客机模型的升力、阻力、俯仰力矩、滚转力矩和偏航力矩等参数。

4. 利用液晶视频测量法，对机翼变形进行扰流显像研究。

四、实验结果与分析1. 升力与阻力实验结果表明，客机模型在0.96马赫的速度下，升力系数随攻角增大而增大，阻力系数随攻角增大而减小。

在攻角为15°时，升力系数达到最大值，阻力系数达到最小值。

这与理论分析相符。

2. 俯仰力矩实验结果表明，客机模型的俯仰力矩系数随攻角增大而增大。

在攻角为15°时，俯仰力矩系数达到最大值。

这与理论分析相符。

3. 滚转力矩实验结果表明，客机模型的滚转力矩系数随攻角增大而增大。

在攻角为15°时，滚转力矩系数达到最大值。

这与理论分析相符。

4. 偏航力矩实验结果表明，客机模型的偏航力矩系数随攻角增大而增大。

在攻角为15°时，偏航力矩系数达到最大值。

这与理论分析相符。

5. 机翼变形通过液晶视频测量法，对机翼变形进行扰流显像研究。

结果表明，在攻角为15°时，机翼变形较小，气动性能较好。

五、结论1. 客机模型在0.96马赫的速度下，具有良好的气动性能，升力系数、俯仰力矩系数、滚转力矩系数和偏航力矩系数均达到较优值。

实验风洞方案的设计

实验风洞方案的设计

气体在风洞中工作段流动是均匀场，即模拟了自然风场，气体流过“膜”表面，由于粗糙度不同，流场分布也变化，由于设备优良程度不同，对同一膜表面流场分布也变化。

通过查阅大量有关风洞实验装置的文献，现设计出了两种实验方案如下：
表1 两种方案性能表
方案阻力压力梯度流速、流场使用方法阻力特性备注
风洞无0 均匀场，稳定
流速
放在流场中间
基本上绝
对值
有阻塞
效应
双纽线传感器有有
流量场，平均
流速
贴在管壁上相对值
无阻塞
效应
两种方案的共同点：
1、都可以无级调速（不允许通过节流装置等改变机械尺寸方法）；
2、都是测量差压（计量标准）；
3、都可以获得低湍流稳定流场；
4、都需要进行温度、湿度、流速分布系数，阻塞系数，干扰系数的修正；
5、两种方案测出结果都是标准状态；
6、结构上有共同点，装置的左边不同，右边大致相同。

针对以上两种方案的自制风洞装置图如下所示：
②紊流网 ⑥工作段
③稳定段 ⑦扩散段
④集气段 ⑧风机
方案 A
① 双纽线式传感器
② 工作段
③ 扩散段
④ 风 机
方案 B
图1 风洞装置设计简图。

一种风洞自由振荡试验的低阻尼俯仰动态支撑装置[发明专利]

一种风洞自由振荡试验的低阻尼俯仰动态支撑装置[发明专利]

专利名称：一种风洞自由振荡试验的低阻尼俯仰动态支撑装置专利类型：发明专利
发明人：王雄,冯明,许晓斌,任天翔,孙鹏,陆天祥,陈久芬
申请号：CN202110016564.4
申请日：20210107
公开号：CN112629805A
公开日：
20210409
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明公开了一种风洞自由振荡试验的低阻尼俯仰动态支撑装置，所述试验模型分为试验模型前段和试验模型后段，所述试验模型前段固定于试验模型后段的一端，所述俯仰动态调整机构连接于试验模型后段内，所述自动锁紧机构连接于俯仰动态调整机构的一端，所述自动锁紧机构远离俯仰动态调整机构的一端与通气尾支杆组件的另一端相连接，所述角位移测量组件内嵌于俯仰动态调整机构。

本发明中，与现有张线、条带、机械轴承和常规气浮轴承等类型的动态支撑装置比较，本俯仰动态支撑装置结构紧凑、体积小，能够内置于试验模型质心附近允许的较小安装空间内，与风洞流场互不产生干扰，符合高超声速风洞试验的基本要求。

申请人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所,北京科技大学
地址：621900 四川省绵阳市二环路南段6号15分箱
国籍：CN
代理机构：北京中济纬天专利代理有限公司
代理人：王丹
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一种风洞试验模型的俯仰转动惯量地面模拟装置[实用新型专利]

一种风洞试验模型的俯仰转动惯量地面模拟装置[实用新型专利]

专利名称：一种风洞试验模型的俯仰转动惯量地面模拟装置专利类型：实用新型专利
发明人：张石玉,付增良,高清
申请号：CN201720532973.9
申请日：20170515
公开号：CN206847899U
公开日：
20180105
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：一种风洞试验模型的俯仰转动惯量地面模拟装置，包括套筒(1)、标尺(2)、砝码(3)和天平(4)；砝码(3)分别安装在套筒(1)两端，在套筒(1)上沿套筒(1)轴线滑动；标尺(2)固定在套筒(1)外侧壁上，分别关于套筒(1)中心横截面对称且一端与套筒(1)端部平齐，用于测量砝码(3)相对于其所在套筒(1)安装端端面的轴向距离；天平(4)安装在套筒(1)内部，一端与套筒(1)内部支撑结构固定连接，另一端与外部支撑机构固连，中部应变梁表面粘贴用于测量天平形变量的应变片。

本实用新型结构简单、安装方便，能够在地面上精确模拟风洞试验模型在不同质量分布时的俯仰转动惯量。

申请人：中国航天空气动力技术研究院
地址：100074 北京市丰台区云岗西路17号
国籍：CN
代理机构：中国航天科技专利中心
代理人：陈鹏
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1_2m风洞大攻角动导数试验技术

1_2m风洞大攻角动导数试验技术

流 体 力 学 实 验 与 测 量 EX P E R I M EN T S A N D M EA S U R EM EN T S I N FL U I D M ECHA N I C S 第12卷 第1期V o l . 12, N o. 1 1998年3月 M a r . , 1998α 风洞大攻角动导数试验技术赵忠良 任 斌中国空气动力研究与发展中心, 绵阳 6210001. 2m 摘要 介绍了1. 2m 风洞攻角达30°的动导数试验装置与测量系统以及在1. 2m 风洞中对标准动态模型 (S DM 模型) 所作的一系列试验结果。

试验的马赫数为0. 6～ 1. 2, 攻角为0～ 30°,振动频率为8～ 14H z , 试验雷诺数为1. 2×107～ 2. 3×107 ƒm 。

试验所得的阻尼导数包括俯仰、偏 航、滚转及滚转引起的偏航动导数随马赫数和攻角的变化表现出明显的非线性, 而减缩频率的 影响并不显著。

天平与测试系统的重复性精度小于15% 。

试验结果与国外文献数据具有很好的 一致性。

关键词 动导数; 动导数天平; 风洞试验技术; 标准动态模型 (S DM )中图号 V 211. 71引 言0 由于现代飞行器常常在跨声速下作大攻角机动飞行, 在此过程中出现许多非线性 动态气动现象。

而对每一种现象的深刻认识和定量测量都需要坚实的技术储备。

“八五”期 间, 我部开展的1. 2m 风洞大攻角动导数试验技术研究, 就是应这种要求而提出的。

早在70年代初, 我部就开展了强迫振动原理的动导数试验技术的研究, 并在0. 6m × 风洞中建立了测量俯仰ƒ偏航、滚转及滚转交叉动导数的试验系统, 其最大攻角为 0. 6m 80 1, 2 。

同时国外各研究机构如美国的 A E D C 3, 4 、德国 D FV L R ƒA V A 5 、加拿大 N A E 6 及 瑞典的 F F A 7 等也相继建立了各自的高速大攻角动导数试验技术, 并都采用 A ED C 基于 F 216简化外形标准动态模型 (SDM ) 作为统一标模来进行风洞校核试验。

一种超声速风洞模型俯仰运动保护装置[发明专利]

一种超声速风洞模型俯仰运动保护装置[发明专利]

专利名称：一种超声速风洞模型俯仰运动保护装置
专利类型：发明专利
发明人：赵忠良,徐扬帆,李浩,苗磊,杨海泳,陈建中,李玉平,廖晓林,邹涵,李乾,丁家宝,王晓冰,叶林,车伟
申请号：CN202011100008.7
申请日：20201015
公开号：CN112268676B
公开日：
20220426
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明公开了一种超声速风洞模型俯仰运动保护装置。

该俯仰运动保护装置包括横向支撑，横向支撑的主体为管状支撑杆，管状支撑杆穿过飞行器模型的质心，将飞行器模型支撑在风洞试验段的中心轴线上；在风洞试验段外，横向支撑左侧伸出的管状支撑杆上顺序安装有运动轴承、机械限位机构以及抗冲击锥面锁紧机构，横向支撑右侧伸出的管状支撑杆上顺序安装有运动轴承、机械限位机构以及紧急强制回零机构。

该俯仰运动保护装置能够为超声速风洞仿真试验的飞行器模型提供由弱至强的三级保护，具有结构可靠、控制方便的优点，具备较高的抵抗高能量冲击和强制回零等功能，能够拓展到在亚声速、跨声速风洞的两侧支撑模型系统中使用。

申请人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
地址：621900 四川省绵阳市二环路南段6号14信箱
国籍：CN
代理机构：北京中济纬天专利代理有限公司
代理人：王丹
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风洞模型主动抑振器的设计与实验

风洞模型主动抑振器的设计与实验刘巍;毕晓丹;贾振元;刘伟国【摘要】研究了风洞模型主动振动的抑制原理,并结合叠堆式压电陶瓷作动器的压电效应设计了一套并联式主动抑振器.首先,针对模型支杆系统及其动力学特征,分析了支杆抑振原理,提出了一种基于叠堆式压电陶瓷作动器的风洞模型抑振器.然后,构建了抑振器实时控制系统,针对其驱动位移滞后的特点,研究了基于PD调节器的控制方法.最后,搭建了地面实验平台,利用锤击法和激振法对抑振器进行了地面实验.实验结果表明:抑振器具有提高支杆系统阻尼的能力,对风洞模型在俯仰和偏航两个方向上的抑振效果明显,特别是俯仰方向上,抑制器工作后系统阻尼比可由0.009提高到0.092,抑振后剩余振幅比例约为25％.试验结果验证了该风洞模型主动抑振器的可行性与有效性.【期刊名称】《光学精密工程》【年(卷),期】2015(023)010【总页数】7页(P2895-2901)【关键词】风洞试验;主动振动抑制;主动抑制器;压电陶瓷作动器;支杆振动【作者】刘巍;毕晓丹;贾振元;刘伟国【作者单位】大连理工大学机械工程学院,辽宁大连116023;大连理工大学机械工程学院,辽宁大连116023;大连理工大学机械工程学院,辽宁大连116023;大连理工大学机械工程学院,辽宁大连116023【正文语种】中文【中图分类】V211.741 引言风洞模型实验是航空飞行器设计、制造与定型的重要环节，准确稳定的风洞模型实验数据可为航空飞行器空气动力学特性研究提供重要的实验基础［1］。

为了满足高机动性要求，新一代飞行器必须在大攻角飞行条件下具备可靠的气动性能，由于大攻角飞行极具危险性，因此必须在风洞试验中充分研究飞行器气动性能，这对风洞攻角试验技术提出了较高要求［2］。

风洞试验中常见的尾部支撑形式多用于风洞模型的大攻角试验和跨声速试验，但尾撑形式的模型系统（包括弯刀、支杆、测力天平、模型）为典型的悬臂结构，其系统刚度低，一阶固有频率为10～15Hz，这与风洞气流的脉动频率接近，容易产生耦合，从而引起模型的大幅值、低频振动［3］。

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本试验装置调平方法的原理：平行四边形定义， 一对边平行且相等。首先，通过精密加工保证摇臂、 天平套筒上 2 个各自轴承孔的间距相等(L1=L2，见 图 3)，并且在这 2 个零件上各加工 1 个小平台(A 面、B 面)，该平台与 2 个各自轴承孔中心形成的平 面平行。然后，摇臂固定位置，使用数字倾斜仪在 B 面测量并记录倾斜角。最后，将数字倾斜仪放置 于天平套筒 A 面位置上，旋转反向螺母使可调式尾 支杆长度变化，观察数字倾斜仪读数，当与 B 面倾 斜度相同时，锁紧螺母，机构调平。
Abstract: Aiming at these disadvantages of free vibration method for dynamic derivative using the existence of weak anti-interference ability, can’t control the amplitude and frequency, the forced vibration method carries on the design to the wind tunnel aerodynamic derivatives of pitching vibration test device. Using the principle of double parallel crank mechanism, by aircraft model in a wind tunnel with a given amplitude, frequency sinusoidal vibration complete the pitching motion, simulating the actual flight conditions measured dynamic derivative pitch attitude, and checked verified through examples. The results show that, the device has high strength and stiffness, can simulate the flight state more accurately, and improve the test precision.
(1. Department of Mechanical & Electrical, Southwest Automation Research Institute, Mianyang 621000, China; 2. Department of Intelligent Detection Technology, Southwest Automation Research Institute, Mianyang 621000, China; 3. No. 2 Institute, The Chemical Defense Research Institute of the PLA General Armament Department, Beijing 102205, China)
第8期
王新科等：风洞动导数俯仰振动试验装置的设计
·73·
始角度。 图 1 为机构运动简图。
2) 重要零件材料选用高合金钢 30CrMnSiA， 在调质、锻造后采用整体机加的方式生产；
3) 摇臂 4、支座 6 利用 CAE 软件进行结构优 化设计，在保证强度的前提下减少阻塞度；
4) 前支杆 3、可调式尾支杆 5 加工成中空结构， 减少重量。
图 2 动导数俯仰振动试验装置
试验装置通过主支撑杆 7 与风洞大攻角支撑机 构连接，天平套筒 2、前支杆 3、摇臂 4 和可调式尾 支杆 5 组成平行双曲柄机构。动导天平 1 一端安装 于天平套筒内，另一端连接飞机模型。
伺服电机 8 驱动摇臂 4 做正弦转动，通过平行 双曲柄机构，带动动导天平 1 上的飞机模型做同幅 振动(如图 2、图 3)。为了降低试验装置对飞行器模 型附近气流场的影响，试验装置中体积相对较大的 伺服电机和行星减速机安装在装置基部，中心间距 大于 1 700 mm，将结构简化或在风洞纵深方向重 叠，达到试验装置阻塞率小于 0.9%的要求。
量与电机惯量的比值不尽相同，一般认为小于 3 倍。
本试验装置的运动部件主要有：天平套筒 2、
摇臂 4 和可调式尾支杆 5。
根据刚体绕通过质心转轴的轴转动惯量计算公
式及平行轴定理：
∑ Jபைடு நூலகம் = i miri2
J =Jc +md 2
则有：
J天平套筒 =J天平套筒C +m天平套筒L12
(1)
J摇臂 =J摇臂C +m摇臂L12
图 4 支座应变图
图 5 摇臂应变意图
(下转第 86 页)
尾支杆截面惯性矩：
I
=
π 64
(D外4 +D内4 )=5.04 ×10-7 m4
根据两端铰支细长杆的欧拉公式计算临界力：
por
=
π 2 EI L2
= 3.55×105
N
安全系数 e = por = 50 ，尾支杆满足稳定性要求。 p
4.3 强度校核
本试验装置的工作环境复杂，负载大。因此， 作为主支撑件的支座和驱动件摇臂必须有足够的强 度和刚性来保证试验的可靠进行。作者通过 pro/E 的 CAE 分析模块对支座及摇臂进行结构优化设计， 结果如图 4、图 5。
惯量匹配验算：
Jd = 48.8 = 0.75＜5 Jm 65 所以满足电机动态性能要求。
4.2 可调式尾支杆稳定性计算
在俯仰振动运动过程中尾支杆只在两端受力，
并且长径比接近 30，为典型的细长二力杆。 已知，可调式尾支杆材料为 30CrMnSiA，弹性
模量 E=206 GPa，截面为环形 D 外=0.058 m，D 内= 0.032 m，尾支杆总长 L=1.7 m，尾支杆最大轴向载 荷 p=7.1 kN，因在风洞中试验攻角不同，同时受到 风载的影响，根据经验安全系数在 30～60。
关键词：动导数；俯仰振动；强迫振动 中图分类号：TJ02 文献标志码：A
Wind Tunnel Dynamic Derivative Pitching Vibration Test Device Design
Wang Xinke1, Zhang Rui2, Ju Bo2, Zhang Shirong3
4 校核
俯仰振动试验装置的校核主要包括：1) 机构运 动的动态性能，即运动机构与电机惯量匹配关系； 2) 可调尾支杆的受压稳定性；3) 关重件强度校核。
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兵工自动化
第 33 卷
表 1 为伺服电机及行星减速机部分参数。
表 1 伺服电机及行星减速机部分参数
参数 惯量/(kg·cm2) 额定扭矩/(N·m) 减速比 i
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兵工自动化 Ordnance Industry Automation
2014-08 33(8)
doi: 10.7690/bgzdh.2014.08.020
风洞动导数俯仰振动试验装置的设计
王新科 1，张锐 2，鞠波 2，张世荣 3
(1. 西南自动化研究所机械电气部，四川 绵阳 621000；2. 西南自动化研究所智能检测技术部，四川 绵阳 621000； 3. 中国人民解放军防化研究院第二研究所，北京 102205)
摘要：针对动导数试验采用的自由振动法存在抗干扰能力弱，不能控制振幅和频率等缺点，采用强迫振动方法 对风洞动导数俯仰振动试验装置进行设计。利用平行双曲柄机构原理，通过飞行器模型在风洞中以给定的振幅、频 率完成俯仰正弦振动运动，模拟实际飞行状态测得俯仰姿态下的动导数，并通过实例进行校核验证。结果表明：该 装置具有很高的强度和刚度，能更准确地模拟飞行状态，提高试验测量精度。
Keywords: dynamic derivatives; pitching vibration; forced vibration
0 引言
风洞动导数振动试验的风洞试验指在风洞中安 置飞行器或其他物体模型，研究气体流动及其与模 型的相互作用，以了解实际飞行器或其他物体的空 气动力学特性的一种空气动力实验方法。
电机 65 25.1 —
减速机 35.68
— 40
4.1 电机动态性能惯量匹配计算
为保证飞行器模型俯仰振动角度轨迹与理论正
弦曲线达到比较高的拟合性，要求数控试验装置具
有良好的快速响应特性。负载惯量与电机的响应和
机构启动、制动时间息息相关。因此，加在电机轴
上负载惯量的大小，将直接影响电机的灵敏度以及
整个伺服系统的精度[3-5]。伺服电机的不同，负载惯
(2)
其中，将可调式尾支杆沿中心轴分割为 i 个质点后，
可调式尾支杆的运动形式可近似为各质点独立绕前
支杆上相应位置一点的旋转运动，旋转半径为 L1， 得
∑ J可调式尾支杆 = i (J可调式尾支杆Ci +m可调式尾支杆Ci L12 ) (3)
利用三维建模软件 pro/E 的质量属性分析，计
算出 J 天平套筒C 、J 摇 臂 C 、J 可调式尾支杆C ，式 (1)～式 (3) 中 其余参数均已知；所以，机构运动部件绕电机轴的
图 1 机构运动简图
2 机构方案
该试验装置是以风洞大攻角支撑机构为安装平 台，实现飞行器模型在俯仰振动运动中的动导数试 验。动导数俯仰振动试验装置如图 2 所示。
1. 动导天平；2. 天平套筒；3. 前支杆；4. 摇臂；5. 可调式尾支杆； 6. 支座；7. 主支撑杆；8. 伺服电机；9. 行星减速机；10. 角度编码器。
动稳定性导数(简称“动导数”)是飞行器运动 中速度或角速度变化引起的气动力或力矩变化，以 导数形式表达。不同飞行器在不同状态下飞行时， 起主要作用的动导数不同，风洞实验的目的是测出 对飞行器性能影响较大的动导数，动导数是飞行器 动态品质分析不可缺少的原始气动参数。因此，对 动导数的研究具有巨大的社会意义和军事效益[1]。 动导数试验以往采用自由振动法，无法控制自由振 动的振幅和频率，也不能做交叉耦合导数，且抗干 扰能力弱，为了克服这些缺点，可采用强迫振动法 确定模型的动导数。强迫振动法是对模型系统施加 一定频率的正弦激振力矩。通过测量仪器，测定它 的激振力矩与模型振动角位移之间的相位差，从而