【摘 要】
：
提出一种分析平尾抖振的风洞试验方法,通过在某型常规布局民用客机刚性全模的主翼和平尾表面安装超小型脉动压力传感器,测量并分析了主翼及平尾表面脉动压力的时域与频域数据,得到了在主翼尾流及自身流动特性影响下平尾不同截面的脉动压力特性和表面压力分布特性.结果表明:在中小迎角下,主翼出现强分离流动时产生的随机脉动压力激励会引起平尾结构强迫振动,且平尾表面的脉动压力主频与主翼尾流的脉动压力主频相近.在大迎角下,平尾不再受主翼尾流的干扰,其脉动压力特性与自身的分离特性相关,且沿平尾展向向外脉动压力功率谱密度值逐渐降低.
【机 构】
：
中国商用飞机有限责任公司 上海飞机设计研究院,上海 201210
论文部分内容阅读
提出一种分析平尾抖振的风洞试验方法,通过在某型常规布局民用客机刚性全模的主翼和平尾表面安装超小型脉动压力传感器,测量并分析了主翼及平尾表面脉动压力的时域与频域数据,得到了在主翼尾流及自身流动特性影响下平尾不同截面的脉动压力特性和表面压力分布特性.结果表明:在中小迎角下,主翼出现强分离流动时产生的随机脉动压力激励会引起平尾结构强迫振动,且平尾表面的脉动压力主频与主翼尾流的脉动压力主频相近.在大迎角下,平尾不再受主翼尾流的干扰,其脉动压力特性与自身的分离特性相关,且沿平尾展向向外脉动压力功率谱密度值逐渐降低.
其他文献
用高速相机拍摄了不同直径的液滴(纯净水)以不同速度撞击不同深度液池的过程,对液坑的形态特征和规律进行了分析.液池较深时,当液坑体积达到最大时,其形状基本为半球形;液池较浅时,受池底限制,液坑不能充分发展,体积达到最大时,形状呈被横切掉底部的半球形.液池较深时,生成的液柱较粗且低,分离出的次生液滴较少;液池较浅时,液柱较高且细,分离出的次生液滴较多.无量纲液坑最大水平长度和无量纲最大深度均随韦伯数增大而增大,液滴直径越大,无量纲液坑最大水平长度和最大深度越小;液池较深时,无量纲液坑最大水平长度和最大深度随液
针对非定常电场作用下电雾化系统性研究缺乏的情况,结合空间发动机对电喷雾推进系统脉冲工作的需求,对非定常电场作用下锥射流的振荡行为进行实验研究,利用高速摄像机记录锥射流在非定常电压扰动作用下的脉动变形过程,探讨射流振荡频率与电压扰动频率的匹配关系,分析不同扰动电压参数对射流形态的影响.研究表明:在非定常电场作用下,当电压扰动频率处于低频与高频范围时,射流振荡频率与电压扰动频率接近,此时射流为振荡锥射流模式;扰动频率处于中频范围时,射流振荡频率处于300～500 Hz范围内,此时射流为间歇性喷射模式;随着非定
针对三维表面形貌的非接触式光学测量是计算机多目立体视觉技术的一项重要应用,但目前还存在相机个数受限、特征点匹配算法复杂与纵向测量精度不够等难题.开发了一种基于多目立体视觉和神经网络标定的表面形貌测量方法,其中包括:使用神经网络完成多目标定与三维重构,在表面投射激光点阵作为图像识别与匹配的特征点,应用蚁群粒子跟踪测速技术进行多相机间相同特征点的匹配.经实验测试,相较于传统基于小孔成像模型进行标定与基于核线约束或互相关算法进行匹配的立体视觉测量系统,所提出的方法可适配具有大光学畸变的场景,能有效提高测量的空间
高速摄像机被广泛应用于爆炸力学、流体力学、弹道观测等科研试验中.受电子系统存储带宽和容量限制,高速摄像机无法实现长时间拍摄.对拍摄图像进行压缩是延长高速摄相机拍摄时长的有效方法.然而,现有图像压缩方法因计算复杂度高、时间长,无法满足高速摄相机海量图像压缩需求.为此,提出一种低硬件成本的实时图像压缩方法:采用伯努利采样方法,在CCD或CMOS成像过程中,随机采样部分像素得到压缩图像;再通过未知像素估计算法重建压缩图像.模拟测试结果表明:当图像压缩率达到99％时,从重建图像中仍能观察到图像主要视觉信息,优于T
为在风洞实验室中实现大尺度下击暴流出流段风场模拟,基于平面壁面射流方法,设计制作了一套下击暴流出流段非稳态风场的模拟装置.通过增加壁面射流喷口及风机,得到下击暴流的水平平均风速竖向剖面.采用快开阀门形成非稳态的突变风场,与安德鲁斯空军基地下击暴流实测数据对比,对模拟装置进行了验证.结果表明:设计的基于壁面射流的下击暴流模拟装置能够有效模拟下击暴流出流段风场;在稳态条件下,装置能够形成较为均匀的二维平面壁面射流流场,在完全发展区域,能够得到与典型下击暴流竖向平均风速剖面较为吻合的结果;采用非稳态的壁面射流装
为研究短钝外形飞行器的动稳定特性,基于自由振动动导数试验方法在1.2 m量级亚跨超声速风洞中建立了动导数测量试验技术.通过新设计的弹性铰链和轴承铰链解决了短钝外形飞行器弹性支撑和低频振动模拟问题.利用新建立的试验装置研究了马赫数、迎角、减缩频率对动稳定特性的影响.在短钝外形飞行器气动力特点下,新设计的弹性铰链能够满足模型支撑和振动需要,轴承铰链的支撑方式可以在风洞中模拟接近实际减缩频率的振动.在亚跨超声速风洞中完成了某短钝外形飞行器俯仰动导数的测量,获取了俯仰动不稳定状态点,为此类飞行器的动稳定特性研究提
通过静态推力实验,研究了襟翼形状对机翼上表面喷流偏转的影响.在此基础上,通过涡流发生器对喷流偏转进行被动控制,研究了涡流发生器安装位置、安装角和涡流发生器高度对喷流偏转性能的影响.结果表明:喷流偏角在襟翼偏角为30°时达到最大值,并随襟翼半径增大而增大;使用涡流发生器有助于促进喷流附着、增大喷流偏角;安装角和涡流发生器高度是影响喷流偏转性能的关键参数.
新一代战斗机超声速内埋武器投放需要进行分离安全性评估.针对内埋武器高速风洞投放试验的需求,设计了一套新型双气缸弹射机构.使用三维建模软件开展了弹射机构的结构设计.基于气缸无杆/有杆腔内压力方程、储气罐与无杆腔流量方程、有杆腔与大气相连的流量方程以及活塞驱动力方程等,建立了弹射过程的数学模型,并利用运动仿真软件对所设计的弹射机构进行仿真分析,验证了结构的合理性.设计了弹射机构伺服控制系统,利用电气伺服阀及相关控制元件实现对弹射机构的控制.在中国航天空气动力技术研究院FD-12风洞中开展了试验验证(马赫数1.
为解决青岗坪矿4号煤层透气性差、瓦斯涌出量大的问题,提出采用高压水射流提高煤层渗透性、改善瓦斯抽采效果的技术方案.现场试验结果表明:采用该技术后百米钻孔平均流量可提高2～3倍,同时抽采浓度高、持续时间长,为工作面安全回采提供了保障.
为在轴向距离较短的风洞中调制出局部高湍流场,利用风洞试验的方法,对5种格栅(2种方型格栅、3种竖条格栅;3 cm×3 cm截面铝制型材组装)后的近流场区域进行热线风速仪测量,得到格栅后近场区域的湍流参数分布及各向同性特性,依据相关湍流参数的变化规律,引入无量纲量拟合近场区域湍流强度变化规律经验公式,拟合优度为0.96.分别利用经典和现代谱估计对湍流功率谱密度进行分析,对比发现不同形式的谱估计均能准确预测近场区域湍流功率谱密度,仅在低频处存在偏差.通过改变格栅与测点距离、来流速度以及栅条结构的形式,可以改变