XX型火箭助飞鱼雷雷箭分离高速风洞试验测力天平研制-pengchao
第20卷第2期实验流体力学Vol.20,No.2 2006年06月Journal of Experiments in Fluid Mechanics Jun.,2006文章编号:1672-9897(2006)02-0082-04
XX型火箭助飞鱼雷雷箭分离高速风洞
试验测力天平研制
彭超,史玉杰
(中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳62100)
摘要:XX型火箭助飞鱼雷雷箭分离试验测力天平的设计载荷极不匹配,且模型空间限制严。设计时,采用了正六边形、正八边形结构,尽量减小两台天平的径向尺寸,同时分离舱盖天平的阻力元件只使用了4片支撑梁,最大限度地缩短了天平的轴向长度,分离舱天平则采用了内式天平外置加整流罩的方式,满足模型空间要求;分离舱天平用法兰盘+锥与分离舱实现可靠连接。
关键词:天平设计;风洞试验;应变计
中图分类号:TH823文献标识码:A
Balance development of XX torpedo using the rocket-boosting in the
separation test of the torpedo and the rocket in high speed wind tunnel
PENG Chao,SHI Yu-jie
(China Aerodynamics Research&Development Center,Mianyang Sichuan621000,China)
Abstract:The force balance load of the XX torpedo using the rocke-t boosting does not match with compo-nents,and it is confined rigorously by model.In the balance design,structures of hexagon and octagon are adopted to minish the radial dimension of balance.At the sa me time,only four support beams are used in the axes force component of the separation cabin cover balance to shorten its length at axes direc tion furthest,and the measure fashion of placing balance that it should place interior of model originally out of it and adding shield cover is used in the separation cabin balance.In this way,it meets the model.s interspace needs.It actualizes joint reliably using the flange tray with wimble in the separation cabin balance.
Key words:balance design;wind tunnel test;strain gauge
0引言
航空航天技术的日益发展和完善为航海科技的发展提供了新的思路,火箭助飞鱼雷就是在此基础上提出的,它借助火箭的强大动力,增加鱼雷的发射速度并扩大杀伤半径,实现对远距离目标的迅猛打击。为此,在气动中心FL-24风洞进行了XX型火箭助飞鱼雷的雷箭分离试验。分离试验模型由雷体和分离舱组成,其中,雷体采用腹部支撑,分离舱采用尾部支撑,同时固定在迎角机构上实现雷体和分离舱的同步运行,通过变换支杆长度及角度实现雷体和分离舱的轴向相对位置及角度变化。分离试验时由于分离舱气动载荷较大,分离舱盖打开时堵塞度也较大,因此模型比例定为1B5。试验目的是获得雷体、分离舱及分离舱盖的气动特性,为型号研制提供依据。该试验共用3台天平:雷体天平(选用现有的天平,在这里不再阐述)、分离舱盖天平及分离舱天平,重点测量法向力N、轴向力A及俯仰力矩M。分离试验于2004年
y收稿日期:2005-02-02;修订日期:2006-02-15
作者简介:彭超(1972-),男,四川大英县人,高级工程师.研究方向:天平研制与应用.
7月进行,试验取得圆满成功,它标志着气动中心高速风洞试验能力由航空航天领域扩展到了航海领域。
1总体方案
1.1天平试验条件及设计载荷
XX型火箭助飞鱼雷雷箭分离测力试验在FL-24进行,最大马赫数M=0.7,最大迎角A=15b。
各天平设计载荷见表1。
1.2天平设计难点及解决方法
1.2.1天平设计难点
(1)天平载荷极不匹配,设计难度较大。分离舱盖天平和分离舱天平的俯仰力矩M都特别大,分别达到了300N#m和1000N#m,而法向力N仅为2000N 和1500N;
(2)分离舱为底部直径584mm,高度81.2m m的圆柱体,在其内部放置一台大阻力(2000N)的分离舱盖天平,模型内部空间非常有限,按常规方法无法设计出天平;
(3)分离舱天平与分离舱的连接。分离舱本身尺寸太短(81.2mm),前端还要放置分离舱盖天平。
1.2.2解决方法
(1)尽量减少天平尺寸,满足模型空间要求。分离舱盖天平的轴向力A及俯仰力矩M的测量梁,采用正六边形结构;分离舱天平的法向力N及俯仰力矩M元件采用正八边形结构,使两台天平的直径尽可能的减小;
(2)分离舱盖天平的阻力元只用了4片支撑梁,最大限度缩短了天平的轴向长度;
(3)分离舱盖天平横置于分离舱内为2台天平的布置节省了大量的空间。
这样,一方面使得分离舱盖天平的轴向能在584mm的圆截面内布置成为可能,同时径向尺寸的减小为分离舱天平的连接节约大量的空间;另一方面,分离舱天平径向尺寸的减小使得分离舱天平用法兰盘连接成为可能,从而使得整个方案得以实施。
表1天平性能参数
Table1The property parameters of the ha lf model balance
分离舱盖天平
法向力N俯仰力矩M轴向力A
分离舱天平
法向力N俯仰力矩M轴向力A
设计载荷(N、N#m)20003002000150010003200校准载荷(N、N#m)1600300160032009002400平均应变(@10-4) 1.5608.9500.832 1.923 6.669 1.660最大应变(@10-4) 2.1848.9500.856 2.005 6.669 2.233桥臂阻值(8)50060060010001000500供桥电压(V)101010101010计算输出(mV) 3.12035.800 3.3297.69026.676 3.323实际输出(mV) 2.89735.676 2.9768.4629.439 2.589静校不确定度(%)0.170.140.130.140.070.15
1.3整体方案
整体方案见图1。
分离舱盖为瓦片式结构,承受载荷大,特别是轴向力A。它的内部无法布置这样大载荷的天平,只能将分离舱盖天平的安装位置顺延至分离舱内,同时由于分离舱本身的轴向距离较短,分离舱盖天平无论是横置还是纵置于分离舱内,均无法再放置分离舱天平,考虑到试验过程中分离舱盖的变换角度较多(0b ~120b共9块),故将分离舱盖天平横置于分离舱内,这样既有利于天平设计又有利于试验过程中变角块的更换、安装;分离舱天平则采用内式天平外置加整流罩的方式,并用法兰盘+锥实现与分离舱的可靠连接。
试验时,由于模型需要模拟雷体和分离舱之间的距离及角度的变化,且因洞体条件限制,只能在支杆设计时作相应的处理,用现有的直接头,设计加工6根支杆来满足试验过程的不同需求。分离舱盖天平引出线通过分离舱及分离舱天平的中心孔,从分离舱天平后端引出与分离舱天平引出线一起,采用外走线
83
第2期彭超等:XX型火箭助飞鱼雷雷箭分离高速风洞试验测力天平研制
方式进入迎角机构,避免了更换支杆时重新焊接天平线,
大大地缩短了风洞试验时间。
1雷体天平 2分离舱盖天平 3分离舱天平
4支杆 5迎角机构 6腹支臂
图1 整体方案示意图
Fig.1 The diagram of the whole project
2 天平元件设计
2.1 分离舱盖天平元件设计
分离舱盖天平元件结构见图2。在保证粘贴面的情况下,轴向力A (常规天平的法向力N )及俯仰力矩M 元件采用正六边形结构,使天平的径向尺寸减小到534m m,为了缩短该天平的轴向距离,一方面,前后轴向力A 及俯仰力矩M 元件段仅5mm;另一方面,法向力N (常规天平的轴向力A )元件,仅用了4片支撑梁,既保证了天平测量梁的稳定性,同时又最大限度地缩短了整个天平元件部分的长度,使整个天平长度仅为67mm,而元件部分仅为36mm,从而使在584mm 的分离舱内安装天平成为可能。应变计的粘贴位置及组桥方式见图2,计算结果见表1
。
图2 分离舱盖天平元件结构及电桥图
Fig.2 The diagram of the element structure and the circuit
on the s eparation cabin cover balance
2.2 分离舱天平元件设计
分离舱天平元件结构见图3。法向力N 及俯仰力矩M 元件采用正八边形结构,使天平直径减小到550mm,这样使天平前端用法兰盘+锥的方式与分
离舱天平实现可靠连接成为可能,轴向力A 采用了20片支撑梁+4片测量梁的方式进行测量。天平中心打走线孔,在天平后端与支杆相连接处,从天平侧向穿出。应变计的粘贴位置及组桥方式见图3,计算结果见表1
。
图3 分离舱天平元件结构及电桥图
Fig.3 The d iagram of the element structure and the cir -cuit on the separation cabin balance
3 天平校准
两台天平均在1.2m 风洞准体轴系天平校准架上进行了校准。校准时采用了专门设计的加载装置,保证了试验状态和校准状态的一致性,和在较小的法向力N 作用下,进行较大的俯仰力矩M 的校准,减少了试验误差环节,提高了试验数据的可靠性。校准过程中,天平重复性较好,性能稳定,各项静校指标均达到了国军标要求,大部分达到了先进指标。静校结果见表1。
4 风洞试验
XX 型火箭助飞鱼雷雷箭分离试验于2004年7月在FL -24风洞进行。试验过程中,试验状态更换复杂且频繁,每次支杆的更换都涉及到天平和模型的重新准备,由于天平及试验方案制定合理,前期准备充分,整个试验中,天平未出现任何故障,风洞试验进展顺利。试验过程中天平重复性较好,测量数据准确,曲线规律正常,达到了预期的目的,试验取得圆满成功。
5 结 论
(1)分离舱盖和分离舱天平的研制均取得了成功;
a.天平方案制定合理,结构优化。在天平设计中首次采用了正多边形结构,大大缩小了天平直径,
(下转第96页)
降低试验成本,并取得较好的试验效果。
参考文献:
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(上接第84页)
节约了模型空间,分离舱盖天平轴向力A元件的设计首次采用了4片梁支撑方式,有效地缩短了天平的轴向尺寸,使分离舱盖天平安装在分离舱内成为可能。分离舱天平巧妙地运用了锥+法兰盘的连接结构,解决了分离舱天平与分离舱的连接问题,确保了连接的安全可靠;
b.天平性能达到了设计要求,满足试验需要。无论是在校准还是在风洞试验过程中,天平重复性较好,性能稳定,试验取得圆满成功。
(2)分离舱盖和分离舱天平的成功研制为天平元件设计提供了新的思路,为雷箭分离试验打下了坚实的基础;
(3)XX型火箭助飞鱼雷雷箭分离试验的成功,标志着气动中心高速风洞的试验能力从航空航天拓展到了航海领域,为航海科技的发展提供了新的思路。
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国内几个大型风洞实验室资料
1）石家庄铁道大学风洞实验室参数
2）湖南大学风洞实验室 湖南大学风工程试验研究中心目前拥有国内先进的大型边界层风洞实验室，风洞试验室占地2000m2，建筑面积3200 m2。该风洞气动轮廓全长53m、宽18 m，为低速、单回流、并列双试验段的中型边界层风洞，其试验速度相对较高的试验段(高速试验段)长17 m，模型试验区横截面宽3 m、高2.5 m，试验段风速0～60 m /s连续可调。高速试验段有前后两个转盘，前转盘位置可模拟均匀流风场，通过在该试验段一定范围内布置边界层发生器，在后转盘位置可进行与边界层有
关的桥梁节段模型试验、局部构件抗风性能试验。试验速度相对较低的试验段(低速试验段)长15 m、模型试验区横截面宽5.5 m、高4.4 m，最大风速不小于16 m /s，可进行长大桥梁全桥模型抗风试验研究。 3）大连理工大学风洞实验室介绍 大连理工大学风洞实验室（DUT-1）建成于2006年4月，是一座全钢结构单回流闭口式边界层风洞，采用全自动化的测量控制系统。风洞气动轮廓长43.8 m，宽13.1 m，最大高度为6.18m；试验段长18m，横断面宽3m，高2.5m，空风洞最大设计风速50m/s，适用于桥梁与建筑结构等抗风试验研究。 4）中国建筑科学研究院实验室介绍 风洞试验室建筑面积4665平米,拥有目前国内建筑工程规模最大、设备最先进的下吹式双试验段边界层风洞，风洞全长96.5m，高速试验段尺寸为4m×3m×22m(宽×高×长)，最高风速30m/s；低速段尺寸为6m×3.5m×21m，最高风速18m/s。拥有1280点同步电子扫描阀、多点激光测振仪、高频天平等先进的测试设备，可进行结构抗风和风环境的风洞试验、CFD数值模拟、风振分析等研究和咨询工作。 风洞采用先进的交流变频调速系统，试验段转盘和移测架均由微机控制，自动化程度较高。风洞压力测量系统包含美国Scanivalve公司的3台DSM主机和20个压力扫描阀，能够实现1280点的压力同步测量，可满足海量测点压力测试的要求。振动测量系统包括美国NI公司的动态信号采集系统、PCB和Dytran公司的超小型精密加速度传感器以及德国Polytec公司的四台激光测振仪，可进行建筑物模型气动弹性试验。此外实验室还配备了高频底座天平、
风洞应变天平的两种设计计算方法比较
龙源期刊网 https://www.wendangku.net/doc/01935289.html, 风洞应变天平的两种设计计算方法比较 作者：徐越多勐陶爱华李福东金锋 来源：《中国科技纵横》2020年第04期 摘要：风洞试验中最基本的试验项目是对作用在飞机模型上的力的大小和方向的测量，测量这些数据的测量装置是风洞天平。目前，电阻应变式风洞天平相关技术较为成熟，被世界主流风洞所采用，所以设计出精良的风洞天平对于得到精确的风洞试验数据至关重要。传统的设计方法是在设计时，首先根据设计技术要求确定天平元件的结构形式，再应用材料力学的原理，根据天平元件的设计载荷和实际经验初选天平的几何尺寸。根据初选的天平元件几何尺寸再进行应变核算与强度校核，最后确定天平元件的几何尺寸。随着电子计算机和有限元技术的发展使得复杂机械结构的计算变得更加简单和精确，将结构力学的研究与应用推进到了一个崭新的时代，并在机械设计制造部门，汽车行业，航空航天等科技部门得到了广泛的应用。有限元法是将连续的求解域离散为一组有限个单元体的组合，这样的组合体能解析地模拟或逼近求解区域，即从变分原理出发，通过分区插值，把二次泛函的极值问题化为一组线性代数方程来求解，精确的得到风洞天平体上应变梁处的准确应变大小，精确设计应变天平。 关键词：风洞应变天平;材料力学应变计算;有限元计算;应变梁;应变云图 0 引言 随着计算机技术、计算数学和力学理论的日益成熟，有限元方法理论应势而生，这种方法适合求解各类具有复杂形状，较多约束的力学问题。本文主要从应变天平的传统设计方法和应用有限元的方法设计应变天平，以及二者在具体设计时对比角度予以阐述。目的是在设计方法方面提高风洞应变天平的设计水准，提高天平的精准度。 1 应变天平传统设计方法 应变天平的结构设计主要是指应变天平元件的结构设计。应变天平元件包括测量元件与支撑片，它们都是弹性元件。材料力学方法主要是先确定大致尺寸，再进行相关计算，后修改尺寸再确定计算结果。 1.1 应变天平元件结构形式 由模型联结端，天平测量元件与支杆联结端组成。天平模型端与模型相连接，天平支杆联结端与支杆相连接。杆式应变天平中间设置轴向力元件，在应变天平中心前后对称设置法向力，俯仰力矩、横向力、偏航力矩、滚转力矩组合测量元件。 1.1.1 轴向力元件
风洞风速与风量测试校准系统
风洞风速与风量测试 校准系统 课程：热工计量技术 学院：计量测试工程学院 班级：10力学1班 姓名：林星驰 学号：100205126 指导老师：孙在 2013年6月20日
目录 一、风洞的介绍及概述 二、实验原理概述 （一）风速的测量校准 1、风速测量原理及装置 2、测量方法及步骤 3、风洞中风速的校准 4、误差分析 （二）风量的测量校准 1、风量测量原理与装置 2、测量方法与步骤 3、风洞中风量的校准 三、心得总结
一．风洞的介绍及概述 风洞实验是飞行器研制工作中的一个不可缺少的组成部分。它不仅在航空和航天工程的研究和发展中起着重要作用，随着工业空气动力学的发展，在交通运输、房屋建筑、风能利用等领域更是不可或缺的。这种方法，流动条件容易控制，可重要依据是运动的相对性原理。实验时，常将模型或实物固定在风复地、经济地取得实验数据。为使实验结果准确，实验时的流动必须与实际流动状态相似，即必须满足相似律的要求。但由于风洞尺寸和动力的限制，在一个风洞中同时模拟所有的相似参数是很困难的，通常是按所要研究的课题，选择一些影响最大的参数进行模拟。此外，风洞实验段的流场品质，如气流速度分布均匀度、平均气流方向偏离风洞轴线的大小、沿风洞轴线方向的压力梯度、截面温度分布的均匀度、气流的湍流度和噪声级等必须符合一定的标准，并定期进行检查测定。 流体力学方面的风洞实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；而在昆虫化学生态学方面则是在一个有流通空气的矩形空间中，观察活体虫子对气味物质的行为反应的实验。简单地讲，就是依据运动的相对性原理，将飞行器的模型或实物固定在地面人工环境中，人为制造气流流过，以此模拟
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ANSYS在风洞天平设计中的应用
第18卷第1期流体力学实验与测量Vol.18,No.1 2004年03月Experiments and Measurements in Fluid Mechanics Mar.,2004 文章编号:1007-3124(2004)01-0080-04 ANSYS在风洞天平设计中的应用 郑芳,武家 (北京空气动力研究所,北京100074) 摘要:用传统的材料力学方法设计应变天平时要作较大的简化。笔者应用有限元分析软件ANSYS对风洞天平进行结构计算,得到天平在各种载荷作用下的应变场和位移分布,从而计算得到天平各测量元件的应变值和刚度,最后将ANSYS计算的各载荷作用下的应变值与材料力学计算值作了比较。 关键词:有限元分析;ANS YS;应变天平;材料力学 中图分类号:TH715.1+12文献标识码:A X Application of ANSYS method to the design of wind tunnel balance Z HENG Fang,WU Jia-tao (Beijing Institute of Aerodynamics,Beijing100074,China) Abstract:Traditional mechanics of materials method applied to designing strain-gauge balances is simpl-i fied much more.In this paper the features about wind tunnel balance is calculated by the software of finite ele-ment analysis(FEA)na med ANSYS,the strain field and the displacement distribution is obtained,accordingly the strain and stiffness of each spring element are calculated,finally the sensitivity calculated by ANSYS is compared with that obtained by mechanics method. Key words:finite ele ment analysis(FEA);ANSYS;strain-gauge balance;mechanics of materials 0引言 有限元方法是20世纪60年代发展起来的一门数值技术,随着电子计算机的发展,它在工程上得到了广泛的应用。有限元方法的基本原理是将连续的求解域离散为一组有限个单元体的组合。这样的组合体能解析地模拟或逼近求解区域,即从变分原理出发,通过分区插值,把二次泛函的极值问题化为一组线性代数方程组来求解。目前有许多有限元分析软件,如NASTRAN,ANSYS与SAP等。笔者利用ANSYS 软件对设计的天平进行计算。 在风洞天平的结构设计过程中,用传统的材料力学方法设计应变天平时,对计算模型作了较大的简化,即忽略了天平主体对测量元件变形影响以及测量元件相互之间的变形影响。因此,天平元件应变的计算值与测量值有差异。另外,传统的方法不能计算天平整体的应力分布及危险截面的应力梯度变化程度,确定天平各测量元件所在截面的最大应力值,准确确定粘贴应变计的部位。将有限元法引入风洞天平结构设计中,可以通过合理的网格划分,准确地了解风洞天平整体应力分布情况和弹性元件所在截面的应变场,以便采取一些措施来优化天平结构,提高天平的刚度,增大天平的输出,减小干扰。 1天平有限元模型的建立 该天平为五分量天平。天平的升力、俯仰力矩、侧力、偏航力矩和滚转力矩采用多片梁式元件布置在天平设计中心(力矩参考中心)处。天平一些关键尺寸见图1,天平有限元模型见图2,天平材料选用00Ni18Mo5Co9TiAl。天平的载荷见表1。 X收稿日期:2003-01-13;修订日期:2003-08-04 作者简介:郑芳(1977-),女,河北定州市人,硕士研究生.研究方向:天平和模型设计.
采用风洞试验研究高速列车的气动性能简介
列车风洞试验综述 1列车风洞模型试验系统 1.1风洞的基本类型及基本原理 当对列车的空气动力学特性进行试验研究时，直接而真实的方法是在线实车试验，但进行一次试验需要耗费大量的人力、物力、财力，组织一次试验很不容易，得到的数据有限，加之自然条件千变万化，如环境的风速和风向不可控制等，重复性难以保证，而且，实车试验需在列车制造出来后才能进行，用于研制新车代价太高，因此实车试验一般以验证、评估、考核试验为主，兼顾研究性试验。于是，人们就想用模型试验来代替实车试验。风洞是能人工产生和控制气流，以模拟飞行器或物体周围气体的流动，并可量度气流对物体的作用以及观察物理现象的一种管道状实验设备，它是进行空气动力实验最常用、最有效的工具。风洞模型试验是研究列车气动特性中应用最广泛的手段之一。它具有试验理论和试验手段成熟、测量精密，气流参数如速度、压力等易于控制，并且基本不受天气变化的影响等优点。 为了满足不同类型空气动力试验的要求，现代风洞的种类繁多。风洞通常按照试验段气流的马赫数来分类，有低速风洞（Ma<0.3）、亚音速风洞（0.3
图1 直流式风洞 图2回流式风洞 对列车在空气中的等速直线运动，按照运动的相对性原理，在空气动力特性研究中，可以认为列车静止不动，与列车速度大小相同方向相反的空气流过列车，列车上承受的空气动力与类车运动在静止的空气中承受的空气动力完全相同。列车在空气中运动，由于空气的惯性、黏性、弹性和重力作用而产生作用于列车上的力，称为空气动力，主要有惯性力、黏性力、重力和弹性力。这些力的比值，可以几个重要的参数即：雷诺数、马赫数、弗雷德数等。空气动力学理论研究认为，如果列车风洞试验模型和实际列车几何相似，二者具有相同的雷诺数、马赫数、弗雷德数、比热容等，则绕模型和实物的流动完全相似。按相似准则的要求，两个现象完全相似的条件是单值条件以及所有的相似参数完全相同。模型试验与实物完全相似称之为完全模拟。实际上是根本无法做到的。通常，只要能做到主要相似参数相同，而忽略次要的相似参数。 在列车风洞试验中，由于介质都是
SHFD低速风洞全机测力实验报告报告
飞行器设计与工程专业综合实验 SHFD低速风洞 全机模型气动力和力矩测量试验报告 院系： 专业：飞行器设计与工程 班级： 学号： 姓名：
风洞试验任务书 姓名：班级：2 学号：指导教师： 完成日期：2015年9月20日 实验小组：第二组 组长：（学号：） 小组成员： 姓名学号 试验任务表 实验风洞：SHFD 时间： 2014.8.31~2015.9.20 试验类型试验状态备注 DSBM-01 标模测力试验 纵向试验 β=00：α=-40~120 ; ?α=20 β=00：α=120~320;?α=40试验风速 V=27m/s 横向实验 α=40：β=-160~160；?β=40 α=80：β=-160~160；?β=40
摘要 本次试验采用SHFD低速闭口回流风洞对DBM-01标准模型在不同迎角及侧滑角下受升力，阻力，侧力，俯仰力矩，滚转力矩，偏航力矩变化情况进行了测量，对SHFD低速风洞进行了详细的介绍，包括风洞的动力系统、控制和数据采集系统等。最后根据模型所受各力随迎角变化情况应用tecplot 软件绘制出Cy-α，Cy-Cx，Mz-Cy，Cz-β，Mx-β，My-β曲线。。 关键词 DBM-01标模测力实验 SHED风洞 tecplot
目录 第一章实验名称与要求 (1) 1.1 实验名称 (1) 1.2 实验要求 (1) 第二章实验设备 (1) 2.1风洞主要几何参数 (1) 2.2流场主要技术指标 (2) 2.3 控制与数据采集系统 (2) 2.4 风洞动力系统 (2) 2.5 DBM-01标准模型 (2) 第三章风洞实验原理 (4) 3.1相对性原理和相似准则 (4) 3.2主要测量过程 (4) 第四章实验方法及步骤 (6) 4.1 了解风洞组成及开车程序 (6) 4.2 制定试验计划 (6) 4.3 模型及天平准备 (6) 4.4实验步骤 (8) 第五章实验数据处理与分析 (9) 5.1干扰修正计算 (9) 5.2实验结果分析 (11) 结论 (21) 参考文献 (22)
【CN110108442A】风洞天平终端姿态测量装置及其在天平校准上的方法【专利】
(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910388032.6 (22)申请日 2019.05.10 (71)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 地址 621000 四川省绵阳市二环路南段6号 (72)发明人 刘施然 乔永强 赵荣娟 黄军 吕治国 (74)专利代理机构 核工业专利中心 11007 代理人 李东斌 (51)Int.Cl. G01M 9/06(2006.01) (54)发明名称 风洞天平终端姿态测量装置及其在天平校 准上的方法 (57)摘要 本发明涉及风洞天平校准技术领域，具体公 开了一种风洞天平终端姿态测量装置及其在天 平校准上的方法。一种风洞天平终端姿态测量装 置，该装置包括安装座以及加速度计，其中，加速 度计包括滚转角加速度计Ⅰ、俯仰角加速度计以 及滚转角加速度计Ⅱ三种加速度计，其分别安装 在安装座的滚转基准面I、俯仰基准面和滚转基 准面II上。本发明的风洞天平终端姿态测量装置 在风洞天平单矢量多元校准时，在大量程范围实 现风洞天平终端俯仰角度和滚转角度的精确测 量，俯仰角度测量量程±45°，滚转角度测量量程 ±180°，测量精度优于1′，在满足风洞天平终端 姿态测量精度的同时，具有结构更加简单，成本 更低的优点。权利要求书2页 说明书4页 附图2页CN 110108442 A 2019.08.09 C N 110108442 A
权 利 要 求 书1/2页CN 110108442 A 1.一种风洞天平终端姿态测量装置，其特征在于：该装置包括安装座(1)以及加速度计，其中，加速度计包括滚转角加速度计Ⅰ(2)、俯仰角加速度计(3)以及滚转角加速度计Ⅱ(4)三种加速度计；安装座(1)为壳体结构，其包括安装基准面、俯仰基准面、滚转基准面I和滚转基准面II，其中，安装基准面为平面板状结构；在安装基准面两侧，并与安装基准面相垂直连接，形成三角形平板结构的滚转基准面II，并在滚转基准面II上设有滚转角加速度计II(4)；在与安装基准面及滚转基准面II均垂直连接的平板结构形成滚转基准面I，其所述的滚转基准面I上设有滚转角加速度计Ⅰ(2)；俯仰基准面为平板结构，其与滚转基准面I 垂直相连接，并与安装基准面相垂直，在所述的俯仰基准面上设有俯仰角加速度计(3)。 2.根据权利要求1所述的一种风洞天平终端姿态测量装置，其特征在于：所述的安装基准面上开有若干个均匀分布的安装螺钉孔(12)。 3.根据权利要求1所述的一种风洞天平终端姿态测量装置，其特征在于：所述的滚转角加速度计Ⅰ(2)、俯仰角加速度计(3)以及滚转角加速度计Ⅱ(4)均为绕性石英加速度计。 4.根据权利要求1所述的一种风洞天平终端姿态测量装置，其特征在于：所述的俯仰基准面上设有接插件(5)，所述的接插件(5)通过内部走线与所述的滚转角加速度计Ⅰ(2)、俯仰角加速度计(3)以及滚转角加速度计Ⅱ(4)的输入输出相连接。 5.根据权利要求1或2所述的一种风洞天平终端姿态测量装置，其特征在于：所述的安装基准面上开有定位销钉孔(13)，所述的定位销钉孔(13)至少含2个。 6.一种风洞天平终端姿态测量装置在天平校准上的方法，其特征在于：该方法具体包括如下步骤： 步骤1、将风洞天平终端姿态测量装置安装在待校准的风洞天平上； 步骤2、利用在天平加载套上加载砝码，获得不同加速度计的输出电压； 步骤3、利用不同加速度计的输出电压获得风洞天平终端滚转角度； 步骤4、利用砝码重量矢量在风洞天平体轴坐标系的分解，对风洞天平进行校准； 利用砝码重量矢量在风洞天平体轴坐标系的分解获得的轴向力AF、法向力NF、侧向力SF、俯仰力矩PM、偏航力矩YM和滚转力矩RM，对天平进行校准。 7.根据权利要求6所述的一种风洞天平终端姿态测量装置在天平校准上的方法，其特征在于：所述的步骤1具体包括： 步骤1.1、将风洞天平终端姿态测量装置安装在支杆上； 步骤1.2、在支杆上安装天平，并将天平加载套安装在天平上； 步骤1.3、利用安装基准面上的安装螺钉孔和定位销钉孔，将风洞天平终端姿态测量装置定位在天平加载套的前端。 8.根据权利要求6所述的一种风洞天平终端姿态测量装置在天平校准上的方法，其特征在于：所述的步骤2具体包括： 步骤2.1、在天平加载套上的砝码挂载点上挂载砝码； 步骤2.2、分别测量滚转角加速度计I、俯仰角加速度计以及滚转角加速度计II的输出电压。 9.根据权利要求6所述的一种风洞天平终端姿态测量装置在天平校准上的方法，其特征在于：所述的步骤3具体包括： 步骤3.1、根据不同加速度计测量获得的输出电压值，分别获得不同加速度计所对应的 2
小型模拟风洞系统设计报告
综合电子设计 小型模拟 风洞系统 刘石劬 22011231 尹哲浩 22011214 赵正扬 22011212 董元 22011207
一、引言 二、设计思路 2.1 整体功能设想 2.2 模块实现方式确定 三、设计内容及部分电路仿真 3.1 输入模块设计部分 3.1.1 按钮功能电路实现与仿真 3.1.2 控制输入电路实现与仿真 3.2 控制模块设计部分 3.2.1 硬件选型及论证 3.2.2 风扇控制信号的分析 3.3 整体原理图与PCB设计 四、整体实物图即测试结果 五、课程收获与心得 六、参考文献
一、引言 风洞是空气动力学研究的重要地面试验设备，通过对流体力学方法的计算，可以研究物体模型所受不同方向、不同大小的气动阻力影响，为汽车、高速列车等等的选型提供大量的参考依据。同时，风洞也是试验高速飞行器必不可少的一种设备，是保证一个国家航空航天处于领先地位的基础研究设施]1[。随着时代的发展，飞机研究制造业的竞争越加激烈，尤其在军事领域，现有风洞试验设备的模拟能力已经成为制约第四第五代战斗机的研制和未来高超声速飞行器发展的瓶颈。 这次课题设计，我们想以自己现有的能力和一些简单的器材来完成一个简易的小型风洞设计，用以模拟产生不同风力大小的气流。我们采用电脑CPU风扇作为风力的发生装置，以输入信号的占空比来调节风扇转速的大小，并可以根据风扇所发出的风力大小来实现结果的反馈。 二、设计思路 2.1 整体功能设想 风扇的输入信号可以控制风扇实现不同的转速，也可以让风扇的工作处于测试模式下，即风扇的转速按预定的延时变化，风力将由大至小，再由小变大循环往复。也可以通过键盘，让帆板到达指定高度。 2.2 模块实现方式确定 (1) 输入模块：使用者将通过按钮进行输入信号的控制，工作时不会存在两个按钮同时有效的情况。本模块的大体部分会以门电路的形式构成，功能上通过计数器不同的计数值来形成不同的输入信号，但必须保证信号的频率一致。最后，所有档位的信号必须以同一个输出端口输送至风扇，对风扇进行相应的控制。 (2) 控制模块：采用MSP430F6638作为主控芯片，它是由TI公司推出的16位超低功耗、具有精简指令集（RISC）的混合信号处理器。用LSM303作为检测角度的传感器，用AVC 8038风扇作为风力来源。
风洞试验
风洞实验 科技名词定义 中文名称：风洞实验 英文名称：wind tunnel testing 定义：在风洞中进行模拟飞行器在大气中运动时的空气动力学现象。 应用学科：航空科技（一级学科）；飞行原理（二级学科） 本内容由全国科学技术名词审定委员会审定公布 流体力学方面的风洞实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；而在昆虫化学生态学方面则是在一个有流通空气的矩形空间中，观察活体虫子对气味物质的行为反应的实验。 目录
编辑本段原理 风洞实验的基本原理是相对性原理和相似性原理。根据相对性原理，飞机在静止 风洞实验 空气中飞行所受到的空气动力，与飞机静止不动、空气以同样的速度反方向吹来，两者的作用是一样的。但飞机迎风面积比较大，如机翼翼展小的几米、十几米，大的几十米(波音747是60米)，使迎风面积如此大的气流以相当于飞行的速度吹过来，其动力消耗将是惊人的。根据相似性原理，可以将飞机做成几何相似的小尺度模型，气流速度在一定范围内也可以低于飞行速度，其试验结果可以推算出其实飞行时作用于飞机的空气动力。[1] 编辑本段优点 风洞实验尽管有局限性，但有如下四个优点：①能比较准确地控制实验条 风洞实验 件，如气流的速度、压力、温度等；②实验在室内进行,受气候条件和时间的影响小,模型和测试仪器的安装、操作、使用比较方便；③实验项目和内容多种多样，实验结果的精确度较高；④实验比较安全，而且效率高、成本低。因此，风洞实验在空气动力学的研究、各种飞行器的研制方面，以及在工业空气动力学和其他同气流或风有关的领域中，都有广泛应用。 编辑本段要求
风洞试验与数值模拟
风洞试验与数值模拟 ――北京大学在数值模拟方面的技术进展 一．科学研究的方法： 人类在认识自然、认识科学的过程中，曾经创造出了两种方法，即：理论研究和实验研究。理论研究得出的结论，要经过严格的论证，这是十分必要的，但在工程实践中却难以应用。实验研究，结论清晰、直观，也就是俗话说的“看得见，摸的着”，但它的局限性太大，因而应用范围有限。 上世纪四十年代，电子计算机的横空出世，改变了人类的生活和思想。随着近年来计算机软硬件技术的突飞猛进，以前大量无法解决的工程实际问题，已经可以用新的计算方法来加以解决了。因此，第三种科学研究的方法发展出来了，那就是计算科学的方法（或称为数值模拟、数值计算）。它不仅具有理论研究的严谨性，又具有实验研究的直观性，更加具备极其广泛的应用范围。如今，计算科学在科学研究中所占的比重越来越大，并必将成为今后科学技术发展的主流。 二．什么是“风洞试验”： 风洞，从外观上看酷似一座洞，它是通过产生出可人工控制的气流，对试验模型周围的气体的流动进行模拟，并可量度气
流对物体的作用，以及观察流动现象的一种管道状试验设备。 而风洞试验，是实验研究工程问题的一种方法。它是依据运动的相对性原理，将试验原型同比缩小的模型固定在风洞中，人为制造气流流过，获取各测试点的试验数据，并以此寻找出工程问题的解决方案。 风洞试验主要针对相似模型进行测力试验、测压试验和布局选型试验。 三．风洞试验在“挡风抑尘墙”工程实践中的局限性： “挡风抑尘墙”的作用就是降低露天堆场上方的风速，以达到抑尘效果。这是属于流体力学范畴的一类问题。流体力学是物理学的一个分支，是主要研究流体（包括气体和液体）与其中的物体相互作用的一门科学。 研究流体力学的方法同样有理论研究和实验研究。 在理论研究中，以理论流体力学的基本控制方程组和基本定律为出发点，采用适当的前提假设(如空气的不可压缩性假定)，经过严格的数学推导，求解出方程中的未知量(如压力，速度等)。 鉴于理论流体动力学的基本控制方程组及其边界条件的强烈的非线性特性，只能在几种简单的情况下得到方程组的解析解，在复杂的情况下(如三维流场，复杂外形等)就无法获得解析解，这就决定了理论研究方法在“挡风抑尘墙”研究中具有很多的局限性，工程实践中很难采用这种方法。
国内几个大型风洞实验室资料
2）湖南大学风洞实验室 湖南大学风工程试验研究中心目前拥有国内先进的大型边界层风洞实验室，风洞试验室占地2000m2，建筑面积3200 m2。该风洞气动轮廓全长53m、宽18 m，为低速、单回流、并列双试验段的中型边界层风洞，其试验速度相对较高的试验段(高速试验段)长17 m，模型试验区横截面宽3 m、高m，试验段风速0～60 m /s连续可调。高速试验段有前后两个转盘，前转盘位置可模拟均匀流风场，通过在该试验段一定范围内布置边界层发生器，在后转盘位置可进行与边界层有关的桥梁节段模型试验、局部构件抗风性能试验。试验速度相对较低的试验段(低速试验段)长15 m、模型试验区横截面宽m、高m，最大风速不小于16 m /s，可进行长大桥梁全桥模型抗风试验研究。 3）大连理工大学风洞实验室介绍 大连理工大学风洞实验室（DUT-1）建成于2006年4月，是一座全钢结构单回流闭口式边界层风洞，采用全自动化的测量控制系统。风洞气动轮廓长 m，宽m，最大高度为；试验段长18m，横断面宽3m，高，空风洞最大设计风速50m/s，适用于桥梁与建筑结构等抗风试验研究。 4）中国建筑科学研究院实验室介绍 风洞试验室建筑面积4665平米,拥有目前国内建筑工程规模最大、设备最先进的下吹式双试验段边界层风洞，风洞全长，高速试验段尺寸为4m×3m×22m(宽×高×长)，最高风速30m/s；低速段尺寸为6m××21m，最高风速18m/s。拥有1280点同步电子扫描阀、多点激光测振仪、高频天平等先进的测试设备，可进行结构抗风和风环境的风洞试验、CFD数值模拟、风振分析等研究和咨询工作。 风洞采用先进的交流变频调速系统，试验段转盘和移测架均由微机控制，自动化程度较高。风洞压力测量系统包含美国Scanivalve公司的3台DSM主机和20个压力扫描阀，能够实现1280点的压力同步测量，可满足海量测点压力测试的要求。振动测量系统包括美国NI公司的动态信号采集系统、PCB和Dytran公司的超小型精密加速度传感器以及德国
风洞综述(实验流体力学课程设计)
实验空气动力学课程设计(风洞综述) .概念及原理 风洞(wind tunnel )，是能人工产生和控制气流，以模拟飞行器或物体周围气体的流动，并可量度气流对物体的作用以及观察物理现象的一种管道状实验设备，它是空气动力学实验最常用、最有效的工具。它不仅在航空和航天工程的研究和发展中起着重要作用在交通运输、房屋建筑、风能利用和环境保护等部门中也得到越来越广泛的应用。 原理: 用风洞作实验的依据是运动的相对性原理。为确保实验准确模拟真实流场，还必须满足相似律的要求。但由于风洞尺寸和动力的限制，通常只能选择一些影响最大的参数进行模拟。此外，风洞实验段的流场品质，如气流速度分布均匀度、平均气流方向偏离风洞轴线的大小、沿风洞轴线方向的压力梯度、截面温度分布的均匀度、气流的湍流度和噪声级等必须符合一定的标准，并定期进行检查测定。 .风洞发展简要回顾 风洞设备的发展大致经历了低速风洞发展阶段、超声速风洞发展阶段、跨声速风洞发展阶段、高超声速风洞发展阶段、风洞设备更新 改造和稳定发展阶段、风洞设备发展适应新需求、探索新概念风洞发展阶段。20世纪90年代，随着经济全球化和型号发展数量的减少，一方面，风洞设备在数量上呈现出过剩状态；另一方面，又缺少能满足未来型号精细化发展要求的高性能风洞。 三.近期风洞改造和建设 工业生产型风洞的更新改造最主要特点是风洞设计的多功能性、可扩展性、技术的先进性，风洞建设也呈现出创新的特点。主要包括：吸收试验段内的大部 分噪声, 提高风洞试验Re或模拟能力等。另外还有：感应热等离子体风洞（通
过高频电发生器以感应偶合的方式将亚声速或超声速射流加热到极高温度（5000C?10000C）,这种等离子风洞主要用于防热研究） 四.风洞发展的未来趋势 1）“安静”气流风洞 不仅气动声学风洞需要“安静”的风洞，高品质的任何类型风洞都 需要“安静”的风洞。 2）亚声速高升力飞行风洞风洞Re模拟能力直接影响试验数据的准确性。经过多年论证研究, NAS提出了高升力飞行风洞（HiLiFT ）的概念。它是利用磁悬浮推进技术推动试验模型在含有静止气体介质（空气或氮气）的管道中运动,
简易风洞及控制系统
简易风洞及控制系统（专科组G题） 作者：王康、赵辉、张帅帅 赛前辅导教师：吉武庆 文稿整理辅导教师：吉武庆 摘要 本文介绍了简易风洞控制系统的设计方案。本设计以STC89C52R单片机为主控芯片，利用涡轮式轴流风机来为小球的运动提供动能。通过在风洞表面安装的8个光电式光线传感器来检测小球位置，而后通过PID 算法对轴流风机的抽风量进行进一步调校. 从而形成一个完整的闭环控制系统。 关键词：PID算法，PW调速，闭环控制 Abstract This paper introduces the design plan of a simple wind tunnel control system. The design STC89C52RCmicrocontroller as the main control chip, using turbine type axial flow fan to provide kinetic energy for the movement of the ball. To detect the location of the ball in a wind tunnel by surface mounted 8 photoelectric light sensor, and then through the exhaust volume PID algorithm flow fan on the shaft was further adjusted. So as to form a complete closed-loop control system. Keywords: PID algorithm, PWM speed control, closed loop control
国外风洞天平校准技术研究进展
AERONAUTICAL SCIENCE & TECHNOLOGY 综 述 Overview 18 2012/2 航空科学技术 0 引 言 风洞模型试验是航空航天飞行器研制过程中了解飞行器性能、降低飞行器研制风险和成本的重要手段之一，风洞天平则是直接感应和测量作用在模型六个自由度上气动力和力矩的高精度测量装置。风洞天平技术涉及天平材料、结构设计分析、加工制造技术、应变传感器技术和天平校准技术等。通常，天平校准可细分为静态校准和动态校准，静态校准是依据天平校准原理，利用天平校准装置，按照一定的校准方法，建立天平测量信号与所受气动载荷关系的过程，即获取天平公式和天平其他性能参数的过程。动态校准则是在静态校准的基础上，利用标模，在风洞中进一步校验天平性能的过程。由于风洞天平静校决定天平校准的效率和天平公式的准确性，关系到天平未来应用中模型气动数据测量的精准度，所以天平静校被认为是天平设计过程中最重要的环节。本文所探讨的国外风洞天平校准技术是指天平静态校准技术。近年来，美国和欧洲的一些发达国家在不断追求风洞试验数据精细化的过程中，天平校准技术有新的发展和进步。 国外风洞天平校准技术研究进展 摘 要:在简述风洞天平校准原理的基础上，归纳分析了国外风洞天平校准台的主要类型及特点；阐述了美、欧在风洞天平校准技术方面的发展理念和开展的关键技术研究。关键词： 风洞天平；天平校准；天平校准台 Keywords ：wind tunnel balance ；balance calibration ；balance calibration device 战培国/中国空气动力研究与发展中心 Development of Wind Tunnel Balance Calibration Techniques 1 风洞天平校准概念简述 风洞天平是一种能感应和测量试验模型上所受载荷的传感测量装置。风洞天平在结构上设计有感应特定载荷作用下产生应变的结构弹性元，如升力元、阻力元等。在这些结构弹性元上，粘贴有电阻应变片并组成惠斯登电桥，每个电桥都主要针对一个自由度上的载荷，根据各电桥的电信号输出可以计算得到作用在试验模型上的气动力和力矩。这种风洞天平测量的基本原理产生于20世纪40年代，至今没有改变。近年来，已有光纤应变片在风洞天平上进行应用研究。 由于作用在风洞模型六个自由度上的气动载荷大小差别较大，尽管现代天平在结构设计时，利用计算机，采用了有限元分析、优化等先进设计技术，充分考虑天平各结构弹性元对其他载荷的抗干扰性，但由于天平空间尺度相对较小、结构复杂，各结构弹性元间的载荷或多或少都存在着干扰。因此必需通过天平校准来建立精确的天平公式，确定天平的精准度和不确定度等性能参数。 天平校准是一个设定自变量（施加的载荷），测量因变量（天平的输 出响应）的过程，校准数学模型是基于一个多项式方程，其中，天平的输出响应看成是自变量的函数。例如，假定自变量个数2，多项式数学方程可以写成：Λ Λ++++++++++++=4111112 2 112222111232 22231 111222221112 11222110)-(x x x x x x x x x x x x x x f ββββ ββββββββ? ?? ?? ?? ?? ?? ?? ? 根据AIAA 发布的“风洞试验天平使用和校准推荐做法”报告，在天平校准中，该数学模型一般都取到二次项，但在有些情况下，需要增加纯三次项。例如，在美国NASA 兰利研究中心，天平校准采用取到二次项的做法；在欧洲ETW 风洞，天平校准则采用增加纯三次项的做法。因此，对于一个六分量天平，校准模型取到二次项就有27个系数需要确定，如增加纯三次项，就有33个系数需要确定。 天平校准及校准误差评估在一定的载荷范围内进行，通常是在天平设计的正和负满量程范围内确定校准施
试验三风洞试验段速度和压力测定
实验三：风洞实验段速度和压力测定 1、实验目的 测定一座风洞实验段的速度和压力。2、实验仪器与设备 1. 直流式下吹低速风洞，稳定段界面500mm×500mm ，出口矩形界面500mm ×500mm。最高出口流速≤40m/s。 2. 皮托管，修正系数k（已知修正系数），排管压力计，其修正系数为1， 工作液为水，斜角为30°。 3、实验标定原理 风洞试验中，试验段的来流速度是一基本流动参数，必须给出。开口风洞中，一般用风洞出口截面中心位置处的流速指示来流速度。根据不可压缩伯努利方程： 022 1 P V P =+ρ （1） p k V Δ=ρ 2 （2） 皮托管 图1：开口风洞实验段 其中：Δp 为皮托管测得的总压0p 与静压p 之差，为风洞实验段动压。可以由排管压力计读出，k 为皮托管标定系数，ρ为工况下气体密度。由此可以得出风洞实验段的工作压力和速度。 图2：皮托管结构示意图 图3：皮托管测速示意图 4、实验操作步骤 1. 实验前制定实验步骤，确定数据处理的方法。
2.在教师指导下把皮托管安装在低速风洞实验段内，皮托管总压孔应对准 来流方向，不要偏斜。 3.用导管连接皮托管和排管压力计，注意检查导管，不得有破漏或堵塞。 注意斜管压力计的初始读数。 4.启动风洞，调节风洞变频器频率（不小于10Hz为宜），记录排管压力计 的读数。 5.改变风速（变频器频率），重复步骤4，记下10～15组数据。 6.关闭风洞，记录大气压强和室内温度。 7.整理仪器，实验数据交老师签字后离开实验室。 5、实验结果 1.实验原始数据就是酒精柱长度测量值，由排管酒精压力计测量，并填于表1。 排管压力计初始读数：P mm P mm 表1：压差测量值（毫米酒精柱）,变频器工作频率f 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 编号 1 f P P0 Δp V 2.画出风洞实验段速度随变频器工作频率变化图。
风洞特种实验技术
风洞特种实验技术综述 摘要：风洞特种实验技术主要包括：动力模拟试验、多体干扰与分离试验、风洞尾旋试验、风洞模型自由飞试验、铰链力矩试验、结冰试验等。本文对这些实验技术进行概念性综述。 关键词：风洞特种实验技术概念综述 一动力模拟试验[1] 1动力模拟试验的目的 对于航空喷气发动机,不论是涡喷式、涡扇式还是冲压式,其前部都配置进气道,而后部配置尾喷管.这样进气道前面的进气流和尾喷管后面的尾喷流,都会对飞行器的外部绕流产生干扰影响,从而改变飞行器的气动特性———即通常称为“发动机进排气动力影响”。 2动力模拟试验的实验技术的概念 发动机动力模拟风洞试验技术,就是要在风洞试验中,实现其发动机进气和排气流动效应的模拟,以便测定出发动机进排气流对飞行器的气动影响量 .随着目前大推力发动机被广泛采用,动力对飞行器性能的影响更显示出重要性.动力模拟试验已成为飞行器研制中必不可少的风洞试验项目. 二多体干扰与分离试验 1多体干扰与分离试验的重要性[2] 多体干扰与分离动力学是亚轨道飞行器、重复使用跨大气层飞行器和通用再入飞行器研制中的一个关键技术问题,关系到演示验证能否成功 2多体干扰与分离试验的实验技术[3] 试验模型是某典型构型的可重复使用航天飞行器,由助推器以及再入体两部分组成。利用风洞上下投放机构实现两模型间的相对运动,采用两台天平对模型的气动力进行测量,同时利用纹影仪记录模型分离过程中的激波干扰情况。结果结果表明:试验系统设计合理,能准确模拟物体间分离过程,并能精确测量多体干扰的气动力特性,激波干扰清晰可见。 三风洞模型自由飞试验[4] 1风洞模型自由飞试验的意义 它为新型气动布局飞机稳定性与操纵性研究、飞行控制律验证与优化、大迎角过失速机动能力实现、推力矢量以及垂直起降技术发展、主动流动控制技术的发展起到了重要的推进作用。 2水平风洞模型自由飞试验技术 水平风洞模型自由飞是通过远程控制实现飞机模型在风洞试验段无系留六自由度自由飞行的试验技术，可为缩比模型提供在风洞中模拟全尺寸真机飞行运动的仿真试验环境。 3 水平风洞模型自由飞试验平台的关键技术 关键技术包括：动力相似模型设计加工技术；动力模拟技术；舵机运动控制技术；模型姿态实时精确测量技术；飞行控制系统设计与集成技术。 四风洞尾旋试验[5] 1 立式风洞 立式风洞是一种具有垂直试验段的低速风洞。风扇垂直向上抽气,并使上升气流产生的浮力恰好平衡自由飞模型的重量。对于飞机的尾旋研究,大量的和基本的尾旋和改出尾旋特性的试验研究都在立式风洞中进行。