2.4m跨声速风洞的模型位移视频测量精度研究

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2.4m跨声速风洞大型飞机试验不确定度评估

2.4m跨声速风洞大型飞机试验不确定度评估谢疆宇;吴军强;钟世东;王义庆;魏志【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2010(024)006【摘要】2.4m跨声速风洞作为中国目前唯一的大型跨声速气动力试验设备,在中国大型飞机研制中发挥着十分重要的作用.因此,对该风洞试验数据质量的评估、控制和改进提高是一项紧迫的工作.笔者通过完善不确定度计算方法、详细标定基本不确定度源和编制评估软件等工作,建立了该风洞大型飞机试验的不确定度评估方法,并对某大型飞机模型试验结果开展了具体的评估与分析,澄清了该风洞大型飞机试验数据的质量水平.【总页数】4页(P65-68)【作者】谢疆宇;吴军强;钟世东;王义庆;魏志【作者单位】中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000【正文语种】中文【中图分类】V211.74【相关文献】1.2.4m跨声速风洞推力矢量试验测力系统研制与应用 [J], 苗磊;谢斌;李建强;李耀华;黄存栋;贾巍;马涛2.2．4m×2．4m跨声速风洞虚拟飞行试验天平研制 [J], 向光伟;谢斌;赵忠良;王超;王杰3.2.4m跨声速风洞多功能支撑系统试验技术研究 [J], 陈德华;刘大伟;尹陆平;师建元;彭超;饶正周4.2.4m跨声速风洞槽壁试验段调试及流场校测 [J], 陈德华;王瑞波;刘光远;师建元;尹陆平5.2.4m跨声速风洞大振幅动态试验技术 [J], 马上; 赵忠良; 蒋明华; 杨海泳; 刘维亮; 李玉平; 王晓冰因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

一种新的风洞试验支撑机构横向弹性角校准方法

一种新的风洞试验支撑机构横向弹性角校准方法田正波1,2，杨家军1，史玉杰2(1.华中科技大学机械科学与工程学院，武汉 430074； 2.中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳 621000)摘要：为了获得风洞测力试验模型受载后的实际侧滑角，提出了一种新的风洞测力试验模型支撑系统横向弹性角现场校准方法，其特点是校准过程中以风洞测力天平作为力值传感器，替代作为标准载荷的砝码；并依托在中国空气动力研究与发展中心2.4 m×2.4 m跨声速风洞进行的宽体客机标模测力试验，对研究方法的具体方案、技术难点、解决途径和误差评定进行了论证说明；结果表明：该校准方法和误差评定方式具有一定的工程意义。

关键词：风洞试验；模型支撑机构；弹性角修正系数；误差评定影响风洞试验模型在风洞中所处的空间位置的因素很多，试验模型支撑系统弹性变形是重要参数之一[1]，而采用传感器测量试验模型侧滑角的精度无法满足试验要求。

国内外也有利用视频测量的方法获得模型的侧滑角[2]，但由于中国空气动力研究与发展中心 2.4 m×2.4 m跨声速风洞(以下简称：2.4 m风洞)是暂冲式风洞，试验时模型振动大，视频测量数据实时运算能力不能完全满足生产性风洞试验的需求[3]。

因此，要在试验前进行弹性角修正系数现场校准。

2004年，中国空气动力研究与发展中心为2.4 m 风洞配套研制了横向弹性角校准装置，成功应用于多项型号测力试验任务，提升了2.4 m风洞试验数据精准度，但该装置体积大，校准效率不高。

当前，2.4 m风洞试验项目较2004年激增，为更加高效地完成风洞试验，迫切需要发展一种新的校准方法，以提高试验模型支撑系统横向弹性角现场校准效率。

本文系统阐述了这种方法的技术难点和解决途径，重点对误差评定进行了阐述。

1 研究背景及校准方法1.1 研究背景由于天平校准架的刚度明显优于风洞试验支撑机构的横向刚度，因此，在天平校准架上校准得到的弹性角修正系数与风洞试验现场校准得到的弹性角修正系数存在一定差异，需在风洞试验现场对其进行校准。

2.4m跨声速风洞全模颤振变速压的控制策略

ｒｇｌｔｇｓｅｓｂｓｄｏｈｄｐｅｕｚｌｏｉｍ，ａｃｒｉｇｔｒｏｎｒｏａｉｂｅｒｔｎｅｃｔｐｅｕａｉｇｅｕａｉｔｐａｅｎｔｅａｏｔｄｆｚｙａｇｒｔｎｈｃｏｄｎｏｅｒｒａｄｅｒｒｖｒａｌａｅｉａｈｓｅ，ｒｇｌｔｎｐｒｍｅｅｓｓｌｃｅｔｌｉｅｔｙＷｈｎｅｒｒｃａｇｓｔｅｔｉａｇ，ｏａｈｅｅａｃｕａｅｒｇｌｔｏｆＰ，ｅｖａａｔｒｗａｅｅｔｄｉｅｌｇｎｌ．ｎｅｒｏｈｎｅｏａｃｒａｎｒｎｅｔｃｉｖｎａｃｒｔｅｕａｉｎｏ０ａｎｒｅｃｌＰＤｏｔｏｌｒｗａｄｐｅｅｌＩｃｎｒｌｅｓａｏｔｄ．Ａｎｏｅｓｒｕｅｉｒｒｇｌｔｎｆｅｔｎａｈｅｏｎ，ａｓｎｌｅｖｅｌＰＤｄｔｎｕｅａｓｐｒｏｅｕａｉｇｅｆｃｅｒｔｅｓｔｐｉｔｉｇｅｎｒｅｃｌＩｃｎｒｌｒｗａｄｐｅｏｔｅｓｅｄｔｔｏｔｏｌｒｏｔｏｌｓａｏｔｄｔｈｔａｙｓａｅｃｎｒｌ．Ｔｈｐｌａｉｎｏｔｌｉｅｔｃｎｒｌａｔｃｓｐｏｅｏｓｔｓｙｔｅｅｅｅａｐｉｔｏｆｉｅｌｇｎｏｔｏｃｉｓｗａｒｖｄｔａｉｆｈｃｎｔ
ｓｅｉｌｅｄｆｄｕｔｇｄｎｍｉａｐｅｓｒｅｏｌｔｍｏｅｆｔｒｅｔｇｎｈｏｉｌｅｕａｉｇｅｆｃｐｃａｎｅｓｏｊｓｉｙａｃｌｒｓｕｅｉｔｍｐｅｅｄｌｕｔｓｎ，ａｄｔｅｆｗｆｄｒｇｌｔｆｔｎａｎｎｈｃｅｔｉｌｌｅｎｅｉ

2.4m 跨声速风洞控制系统的智能运行技术

Ｏ引言
２４跨声速风洞大型地面模拟试验设备，我．ｍ是国自行研制的亚洲最大跨声速风洞，多年来积累了大量的吹风过程原始控制数据。大量数据存放在硬
盘中，只能用手工翻阅值班记录方法查阅，无法开展深入高效的数据分析。由于控制参数依赖手工操
摘要：２ｍ跨声速风洞控制系统智能运行技术，利用历史试验数据搭建含特征参数、原始数据及精选数据层的．４数据仓库。对数据仓库开展包括数据查询、控制曲线仿真及数据提取的数据挖掘和分析。该系统的开车参数智能自
ｅｉｉｎｙａｄｓｆｔｅｅｆｔｅｗｉｄｔｎｅ．ｅａｐｉａｉｎｏｈｎｅｔａｉｎｒｓｌｓｉ．ｍｒｎｏｉｎｕｎｌｆｃｅｃｎａｅｙｌｖｌｏｈｎｕｎ１Ｔｈｐｌｃｔｆｔｅｉｖｓｉｔｏｅｕｔｎ２４ｔａｓｎｃｗｉｄｔｎｅｏｇ
Ａｂｔａｔｎｅｌｇｎｐｒｔｎｅｈｉｕｓｆｒｃｎｒｌｓｓｅｏ．ｍｒｎｏｉｎｕｎｌｂｓｄｏｈｉｔｒｃｌｓｒｃ：Ｉｔｌｅｔｏｅａｉｇｔｃｎｑｅｏｏｔｏｙｔｍｆ２４ｉｔａｓｎｃｗｉｄｔｎｅａｅｎｔｅｈｓｏｉａｔｓｉｇｄｔ，ｏｓｒｔａａｗａｅｏｓｉｈｃｎｉｔｆｃａａｔｒｓｉａａｔｒｌｙｒｏｉｉａａａｌｙｒａｄｓｌｃｅｅｔｎａａｃｎｔｕｃｓａｄｔｒｈｕｅｗｈｃｏｓｓｓｏｈｒｃｅｉｔｃｐｒｍｅｅａｅ，ｒｇｎｌｄｔａｅｎｅｅｔｄｄｔａｅ￣ｔｎｎｎｎｌｓｓｗｈｃｎｌｄｓｄｔｎｕｒｎ，ｏｔｏｕｖｉｌｔｎｎａａｓｌｃｉｇａｅｃ￣ｉｄａａｌｙｒＤａａｍｉｉｇａｄａａｙｉｉｈｉｃｕｅａａｅｑｉｉｇｃｎｌｒｅｓｍｕａｉｇａｄｄｔｅｅｔｒａｅｒｃｎ

攻角传感器在2.4m跨声速风洞中的应用

攻角传感器在2.4m跨声速风洞中的应用
王瑞波;李平;谢艳;杨可;钟世东
【期刊名称】《兵工自动化》
【年(卷),期】2007(26)7
【摘要】针对2.4m风洞的运行特点,采用惯性伺服加速度传感器测量模型攻角,并研制了攻角传感器,用于实时测量试验模型攻角.攻角传感器采用力矩马达闭环伺服自平衡原理,由非接触式位移传感器、力矩马达、误差和放大电路、反馈电路、悬臂质量块五部分组成.并将攻角传感器置于模型内部,通过机身内部加工的平台或通过加工垫块安装攻角传感器.多次型号试验证明,该攻角传感器效果良好.
【总页数】3页(P80-81,85)
【作者】王瑞波;李平;谢艳;杨可;钟世东
【作者单位】中国空气动力研究与发展中心,高速所,四川,绵阳,622661;中国空气动力研究与发展中心,高速所,四川,绵阳,622661;中国空气动力研究与发展中心,高速所,四川,绵阳,622661;中国空气动力研究与发展中心,高速所,四川,绵阳,622661;中国空气动力研究与发展中心,高速所,四川,绵阳,622661
【正文语种】中文
【中图分类】V211.7
【相关文献】
1.2.4m跨声速风洞推力矢量试验测力系统研制与应用 [J], 苗磊;谢斌;李建强;李耀华;黄存栋;贾巍;马涛
2.2．4m×2．4m跨声速风洞虚拟飞行试验天平研制 [J], 向光伟;谢斌;赵忠良;王超;王杰
3.2.4m×2.4m跨声速风洞半模测力天平研制 [J], 彭超;谢斌;陆文祥
4.2.4m × 2.4m跨声速风洞多变量控制 [J], 李尚春;周平;张俊生;韩杰
5.2.4m×2.4m引射式跨声速风洞 [J], 董谊信;陶祖贤
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2．4米跨声速风洞推力矢量试验技术

2．4米跨声速风洞推力矢量试验技术李建强;李耀华;郭旦平;苗磊;杜宁;黄存栋;周洪;曾利权;张诣【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2016(000)001【摘要】针对先进战斗机推力矢量高速试验需求，研制了可用于校准通气不传力系统对推力天平性能影响的装置和基于数字流量阀的喷流质量流量闭环测控系统，在2．4 m 跨声速风洞建立了通气叶片支撑、金属波纹管通气不传力系统实现喷流供气转换、三台天平内置的双发战斗机推力矢量试验平台，实现了飞机气动力和两尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。

系统调试和模型风洞试验表明：试验系统运行稳定、可靠，质量流量测控精度优于0．5％；全机气动力及两个喷管矢量喷流推进特性规律合理，重复性精度达到国军标常规测力合格指标；建立的试验技术系统可用于来流马赫数0．3～1．2、迎角－10。

～60。

、喷管偏角－20。

～20。

、喷流总质量流量0～3 kg／s 的双发战斗机推力矢量试验。

【总页数】7页(P20-26)【作者】李建强;李耀华;郭旦平;苗磊;杜宁;黄存栋;周洪;曾利权;张诣【作者单位】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;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;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;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;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;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;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;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;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【正文语种】中文【中图分类】V211.7【相关文献】1.2.4米跨声速风洞条带悬挂支撑试验技术研究 [J], 刘大伟;陈德华;尹陆平;李强;师建元;彭超2.2.4m跨声速风洞推力矢量试验测力系统研制与应用 [J], 苗磊;谢斌;李建强;李耀华;黄存栋;贾巍;马涛3.低速风洞推力矢量试验技术研究 [J], 贾毅;郑芳;黄浩;尹世博;郎卫东4.2.4m跨声速风洞大振幅动态试验技术 [J], 马上; 赵忠良; 蒋明华; 杨海泳; 刘维亮; 李玉平; 王晓冰5.连续式跨声速风洞回路吸声降噪技术试验研究 [J], 陈吉明;吴盛豪;陈振华;吕金磊;裴海涛因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

2_4m_2_4m跨声速风洞半模测力天平研制

第18卷第2期2004年6月流体力学实验与测量Experiments and Measurements in Fluid MechanicsVol.18,No.2Jun.,2004文章编号:1007-3124(2004)02-0077-062.4m@2.4m跨声速风洞半模测力天平研制彭超,谢斌,陆文祥(中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000)摘要:2.4m@2.4m跨声速风洞半模测力天平载荷大且极不匹配,在设计上,采用了串联结构,分三个元件段,分别测量轴向力A与偏航力矩N a、俯仰力矩M及法向力N与滚转力矩L分量,在元件与元件之间安排有35mm长的等直段,有效地防止各分量间的相互干扰。

专门设计的加载头,刚度极好,保证了天平校准与风洞试验的一致性,提高了风洞试验数据的可靠性。

于2002年5月完成了型号试验,试验结果与荷兰的HS T风洞的试验结果的一直性较好,半模测力天平的成功研制填补了我国大风洞半模型测力试验的空白。

关键词:半模天平;应变计;风洞试验;跨声速风洞中图分类号:TH823文献标识码:AXDevelopment on the half model balance in the2.4m@2.4m transonic wind tunnelPENG Chao,XIE Bin,LU Wen-xiang(China Aerodynamics Research&Development Center,Mianyang621000,China) Abstract:The load of the half model balance in the2.4m@2.4m transonic wind tunnel is very heavy and doesn.t match with components.In structure design,the half model balance adopts a serial connec tion,with three component sections,to measure components of A and N(ya wing moment),M and N(normal force) and L.Among the c omponents,an equal dia meter section(35mm)is designed to avoid the component inter-ference.A special loader is designed,which guarantees the agreement of balance calibrations and wind tunnel tests,so the reliability of wind tunnel test data is raised greatly.The wind tunnel test is finished in May2002, the test polar agrees with the result of the Holland.s HST wind tunnel test.Therefore the successful develop-ment of the half model balances fills in the blank of half model force measurement test in large wind tunnels at home.Key words:half model balance;strain gage;wind tunnel test;transonic wind tunnel0引言随着2.4m@2.4m跨声速风洞的建成投产,国内各型号单位相继提出了大型运输机、民机等大飞机的半模型风洞测力试验的要求。

风洞试验中的位移测量新技术

风洞试验中的位移测量新技术摘要：风洞试验结果作为飞机设计的原始输入依据，其准确程度对最后的设计有着非常重要的影响。

现代飞机设计越来越强调设计的精确、精细和精准，这就要求风洞试验与之对应。

在现有的风洞试验中，涉及到模型姿态和位移测量的项目越来越多，模型受载后的变形量也被用来作为数据修正的重要依据，因此风洞试验中的位移精确测量技术为各国风洞普遍采用。

本文从飞机设计的角度出发，通过分析风洞试验中位移测量的必要性和重要意义，进而引出一种基于图像测量的Optotrak?精确位移测量技术，并介绍了该技术在风洞试验中的应用。

.引言飞机设计离不开风洞试验，飞机设计中的许多输入条件，比如原始气动力，载荷分布，焦点位置等都是来自风洞试验结果。

因此，风洞试验结果的准确性直接影响飞机设计的准确性。

随着技术的进步和市场的竞争日趋激烈，飞机设计越来越朝着精细化方向发展，反映在设计叠代的次数逐渐减少，设计的功效不断提高，过去要花10年才能完成的设计，现在3～4年就可以完成，这就要求所有的输入条件必须是准确可靠的。

飞机设计中各个专业是互为输入输出条件的，气动为载荷的设计依据，载荷为强度的设计依据，强度为结构的设计依据，所以气动数据是整个飞机设计的基础。

当前飞机设计对风洞试验的要求越来越高，风洞试验越来越精细化。

风洞试验精细化要求体现在对风洞试验中产生误差的各个环节进行优化，提高测试手段和测量精度，减小测量误差。

在风洞试验的各个环节中，人们往往只是注意到提高模型的加工质量，传感器的精度，采集系统的精度和响应，以及流场的均匀性和稳定性，却忽略了模型位移的测量。

本文从飞机设计的角度出发，通过分析风洞试验中位移测量的必要性和重要意义，进而引出一种基于图像测量的新型位移测量技术在风洞试验中的应用。

1模型位移测量在风洞试验中的必要性在讨论模型位移测量之前，首先要澄清一个问题，作为飞机设计方，他无须也无法通过风洞试验得到与真实飞行完全一致的气动力。

2.4m跨声速风洞TPS测控系统设计与实现

关键词：声速风洞；轮动力模拟器；全监控系统；量控制系统跨涡安流
中图分类号：２１．４Ｖ１７文献标识码：Ａ
ＤｅｉｎａｄｒａｉａｉｎｏｓｇｎｅｌｔｏｆＴＰＳｍｅｓｒｍｅｔａｄｚａｕｅｎｎ
２４跨声速风洞ＴＳ测控系统设计与实现．ｍＰ
芮伟，凡，宁，易杜秦建华
（国空气动力研究与发展中心，四Ｊ绵阳中Ｉｉ６１０）２００摘要：涡轮动力模拟器（Ｐ）带ＴＳ实验是一种先进的进／气一体化动力模拟实验技术，技术能为大型军用运排该输机、略轰炸机、型民用飞机、航导弹等推进／体一体化设计提供必须的实验平台和有力的技术支撑。其战大巡机中，Ｐ测控系统主要是为ＴＳ单元驱动气体流量提供精确控制和测量并且负责ＴＳ单元的安全监控工作。笔者ＴＳＰＰ介绍了２４．ｍ跨声速风洞ＴＳ测控系统的设计、现以及调试应用情况。结果表明，个实验系统运行稳定，作Ｐ实整工可靠，ＰＴＳ涡轮驱动气体的流量波动可以控制在００１ｇｓ内，应用于型号实验。．０ｋ／以可
ｃｎｒｌｓｓｅｏ４ｒｎｏｉｎｕｎｅｏｔｏｙｔｍｆｒ２．ｍｔａｓｎｃｗｉｄｔｎｌ

2.4m跨声速风洞涡轮动力模拟器安全监控系统

ＳｎＴｈｐｌａｉｎｒｓｌｓｓｏｈｔｔｅｈａｔｎｔｒｓｓｅｆｒＴＰｎｔｅｐｏｅｎｅｉｂｅｗｈｃａｉｆｅｈＯｏ．ｅａｐｉｔｏｅｕｔｈｗｓｔａｈｅｌｈｍｏｉｏｙｔｍｏＳｕｉｓａｒｐｒａｄｒｌａｌ，ｉｈｓｔｓｉｓｔｅｃｒｒｑｉｅｅｔｆｅｕｒｍｎｓｏＴＰＳｔｓｉｇｅｔｎ．
ｓｌｄａｎｓｓｕｎｌａｊｓｎ，ｓｓｅｍｏｉｒｇａａａａｙｉ，ｎａａａｅｍｏｕｅｏｅｓｒｉｄｘｔｓｃｒｙｅｆｉｇｏｉ，ｔｎｅｄｕｔｔｙｔｍｎｔｉ，ｄｔｎｌｓｓａｄｄｔｂｓｄｌｆｓｎｏｎｅ．Ｉｅｕｉ－ｍｅｏｎｓｔ
Ｋｅｗｏｄ：ｒｎｏｉｗｎｎｅ；ｕｂｎｏｒｄｓｍｕａｏ（Ｐ）Ｓｃｒｙｍｏｉｒｓｓｍ；ｅｕｉｔｒｃｙｒｓＴａｓｎｃｉｄｔｎｌＴｒｉｅｐｗｅｅｉｌｔｒＴＳ；ｅｕｉｎｔｙｔｕｔｏｅＳｃｒｔｉｅｌｋｙｎｏ
ＡｂｔａｔＴｈｕｂｎｏｒｄｓｍｕａｏｅｕｔｏｉｏｙｔｍ．ｍｒｎｏｉｎｎｅｏｓｓｓｏｙｔｍｌｔｓｒｃ：ｅｔｒｉｅｐｗｅｅｉｌｔｒｓｃｒｙｍｎｔｒｓｓｅｉ２４ｔａｓｎｃｗｉｄｔｎｌｎｉｔｆｓｓｅｐａｅｉｎｕｃ
Ｏ引言

2.4m×2.4m引射式跨声速风洞

2.4m×2.4m引射式跨声速风洞董谊信;陶祖贤【期刊名称】《流体力学实验与测量》【年(卷),期】1997(011)002【摘要】正在兴建的2.4m风洞是一座增压回流引射式跨声速风洞。

试验段截面尺寸2.4m×2.4m，M＝0．5（0．3）～1．2，1．4（1．8），工作压力最高可达4．5×105Pa。

风洞由多喷嘴中压气体引射器驱动。

稳定段工作压力由位于风洞主排气系统中的四个主排气阀控制。

气流M数分别由栅指或驻室抽气系统控制。

精度可达△M=0.002。

吹风耗气量仅为相同尺寸的下吹式风洞的1／4。

该风洞是发展我国载人飞船、新型歼击机及大型运输机等航空航天飞行器必不可少的重要配套试验设备。

本文对风洞总体性能及技术方案的构思和风洞设计特点等方面内容作概要论述。

【总页数】7页(P30-36)【作者】董谊信;陶祖贤【作者单位】中国空气动力研究与发展中心;中国空气动力研究与发展中心【正文语种】中文【中图分类】V211.74【相关文献】1.2．4m×2．4m跨声速风洞虚拟飞行试验天平研制 [J], 向光伟;谢斌;赵忠良;王超;王杰2.2.4m×2.4m跨声速风洞半模测力天平研制 [J], 彭超;谢斌;陆文祥3.CARDC 2.4m引射式跨声速风洞设计与运行调试 [J], 董谊信;陈章云;周平;罗宇轩;王维新4.2.4m × 2.4m跨声速风洞多变量控制 [J], 李尚春;周平;张俊生;韩杰5.2.4m跨声速风洞大振幅动态试验技术 [J], 马上; 赵忠良; 蒋明华; 杨海泳; 刘维亮; 李玉平; 王晓冰因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

2.4m跨声速风洞试验质量影响因素分析及改进措施研究

2.4m跨声速风洞试验质量影响因素分析及改进措施研究王瑞波;吴军强;郭秋亭;魏志;钟世东
【期刊名称】《实验流体力学》
【年(卷),期】2012(026)001
【摘要】影响风洞试验质量的因素很多,如流场品质、测量系统误差、支撑干扰以及洞壁干扰等.主要对模型姿态角、马赫数、模型支撑系统等影响因素进行了改进研究.通过改进使模型迎角测量精度达到0.03°、Ma数控制精度达到0.003,并有效降低了支撑干扰影响,提高了2.4m跨声速风洞的试验质量.
【总页数】5页(P37-41)
【作者】王瑞波;吴军强;郭秋亭;魏志;钟世东
【作者单位】中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000
【正文语种】中文
【中图分类】V211.7
【相关文献】
1.污染源自动监测数据质量影响因素分析及技术保证措施研究 [J], 石敬华;陈林;王增国;张茂利;刁鸣雷;闫倩
2.青岛西海岸居民生活质量影响因素分析及改善措施研究 [J], 孙江永;吴高波
3.环境监测数据质量的影响因素与改进措施研究 [J], 屈凤梅
4.口腔正畸器械清洗质量的影响因素分析及改进措施 [J], 张翔; 袁建芬
5.蒸汽清洗机应用下复用手术器械清洗质量的影响因素分析及持续改进对策 [J], 高心芝;杨俊;张婷
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2.4m跨声速风洞流场性能调试研究

2.4m跨声速风洞流场性能调试研究
陈德华;王维新;王晋军;周岭
【期刊名称】《空气动力学学报》
【年(卷),期】2004(022)003
【摘要】介绍了2.4m跨声速风洞性能调试研究结果,并作了简要分析.研究结果表明,该风洞流场品质全面达到国军标指标,部分达到当今世界先进水平.该研究首次在国内四壁均为斜孔壁的大型跨声速风洞中解决了优化开闭比、加速区分布形式以及特大驻室M数参考点位置确定等一系列技术问题,表明我国大型跨声速风洞流场性能调试研究取得新进展.
【总页数】4页(P279-282)
【作者】陈德华;王维新;王晋军;周岭
【作者单位】北京航空航天大学,北京,100083;中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000;北京航空航天大学,北京,100083;中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000
【正文语种】中文
【中图分类】V211.7
【相关文献】
1.2．4m×2．4m跨声速风洞虚拟飞行试验天平研制 [J], 向光伟;谢斌;赵忠良;王超;王杰
2.2.4m跨声速风洞槽壁试验段调试及流场校测 [J], 陈德华;王瑞波;刘光远;师建元;
尹陆平
3.2.4m跨声速风洞颤振试验流场控制技术研究 [J], 芮伟;易凡;杜宁;秦建华
4.2.4m×2.4m跨声速风洞半模测力天平研制 [J], 彭超;谢斌;陆文祥
5.CARDC 2.4m引射式跨声速风洞设计与运行调试 [J], 董谊信;陈章云;周平;罗宇轩;王维新
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2.4m跨声速风洞双转轴控制系统

ＡｂｔａｔＡｓｔｅｐｅｉｕｏｔｏｙｓｅｏｅｄｕｌ－ｏｌｍｅｈｎｓｃｕｄｎｔｍｅｔｈｅｕｒｍｅｔｏｎｕｎｌｓｒｃ：ｈｒｖｏｓｃｎｒｌｓｔｍｆｔｏｂｅｒｌｈｃａｉｍｏｌｏｅｅｒｑｉｅｎｆｗｉｄｔｎｅｔｔｓｉｇｅｃｎｒｌｓｔｍｉｈｃｎｉｔｆｓａｄｌｎｔｏｏｔｏａｄｅｖｍｐｉｅ，ｅｓａｉｏｅｔｎ，ａｎｗｏｔｏｙｓｅｗｈｃｏｓｓｓｏｔｎａｏｅｍｏｉｎｃｎｒｌｃｒ，ｓｒｏａｌｒｐｉｔｔｃｃｍｐｔｒａｄｉｆｕｅｎ
ＲａｅｇｈｕｏＺｈｎｚｏ，ＹｕＷｅｓａ，ａＹｏｇｉｎｈｎＭｎｙ
（ｈｉｈＳｅｄＡｒｄｎｍｉｓＩｓｔｔ，ｈｎｒｄｎｍｉＲｓａｃＴｅＨｇｐｅｅｏｙａｃｎｔｕｅＣｉａＡｅｏｙａｃｅｅｒｈ＆ＤｅｅｏｍｅｔｅｔｒＭｉｎａｇ６２６，ｈｎ）ｉｖｌｐｎｎｅ，ａｙｎ２６ＣｉａＣ１
绍了控制系统硬件总体方案和双转轴控制系统软件设计。新研制系统可分别在控制间通过上位ＰＣ机和在风洞试验段现场通过智能手操器进行精确控制，并已投入风洞型号试验近２年。实际应用结果表明：新系统达到了控制精度要求，在操作便利性及可靠性方面有较大的提升。
ｒｓｅｔｖｌ．ｅｎｗｙｔｍａｅｏｅａｅｈｏｇｎｔｅｃｎｒｌｏｍｎｈｏｇｈｎｅｌｅｔｒｍｏｅｏｅａｉｇｅｐｃｉｅｙＴｈｅｓｓｅｃｎｂｐｒｔｄｔｒｕｈＰＣｉｈｏｔｏｏａｄｔｒｕｈｔｅｉｔｌｉｎｅｔｐｒｔｎｒｇｐｎｌｉｈｅｔｓｃｉｎｒｓｅｔｖｌｎａｅｎｐｔｉｔｐｒｔｎｆｒａｏｔ２ｙａｓＩｓａｐｉａｉｎｉｈｎｕｎｌａｅｎｔｅｔｓｅｔｏｅｐｃｉｅｙａｄｈｓｂｅｕｎｏｏｅａｉｏｂｕｅｒ．ｔｐｌｃｔｏｎｔｅｗｉｄｔｎｅｏｔｓｉｇｓｏｈｔｈｏｔｏｒｃｓｏａｅｔｔｅｓｔｍｅｕｒｍｅｔＴｈｐｒｔｇｃｎｅｉｎｅａｄｓｓｅｒｌｂｌｙｅｔｎｈｗｓｔａｅｃｎｒｌｐｅｉｉｎｃｎｍｅｈｙｓｅｒｑｉｅｎ．ｅｏｅａｉｏｖｎｅｃｎｙｔｍｅｉｉｔｔｎａｉｈｓｂｅｖｄｎｌｎａｃｄ．ａｅｎｅｉｅｔｙｅｈｎｅＫｅｗｏｄ：ｎｕｎｌｄｕｅｒｌｍｅｈｎｓＡＣｅｖｔｒｅｖｍｐｉｅ；ｎｅｌｇｎｅｏｅｏｅａｉｇｐｎｌ ‘ ｙｒｓｗｉｄｔｎｅ；ｏｂｌ－ｏｌｃａｉｍ；ｓｒｏｍｏｏ；ｓｒｏａｌｒｉｔｌｉｅｔｒｍｔｐｒｔｎａｅｉｆ

风洞模型角度的视频测量技术研究

究的一个重要内容。
目前国内大多数风洞模型的角度测量主要是依靠模型支撑驱动系统中码盘发出的
脉冲数和传导比经过事先标定得到模型的名义迎角，再经天平弹性角修正得到模型的实
际迎角，这样做没有考虑到实际吹风过程中由于模型受力所引起的模型支坪弯曲变形等问题，以角度的测量准确度不高，所一般为００。这样远远满足不了高精准度实验数据．５，要求的角度测量准确度在００。．１以内的要求。为了满足高精准度实验数据的要求，目前国内准确测量迎角的主要方法是采用惯性
在一般情况下惯性加速度迎角传感器是不能满足角度测量准确度在以内的要求，这样就
要求开发出更加准确的测量方法来满足这一要求，目前在美国兰利风洞中心（ＡＡＬｎＮＳａ— ｇｅｅｅｒｈＣｎｅ）ｌＲｓａｃｅｔ采用了视频技术的方法测量模型的实际迎角［】采用这种视频测量ｙｒ４，
风洞模型角度的视频测量技术研究
蒋甲利张孝棣
（尔滨１００）哈５０１
摘要随着现代风洞测量技术的高速发展，风洞测量已经涉及了许多学科，其中
视频测量技术作为一种无接触的测量方法已经被应用到了许多方面。目前在国外先进风洞，已经发展出了采用视频技术测量风洞模型的实际角度并取得了显著的成绩，在国内
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风洞模型角度的视频测量技术研究
第３期

2.4m跨声速风洞大型飞机试验不确定度评估

2.4m跨声速风洞大型飞机试验不确定度评估谢疆宇;吴军强;钟世东;王义庆;魏志【摘要】2.4m跨声速风洞作为中国目前唯一的大型跨声速气动力试验设备,在中国大型飞机研制中发挥着十分重要的作用.因此,对该风洞试验数据质量的评估、控制和改进提高是一项紧迫的工作.笔者通过完善不确定度计算方法、详细标定基本不确定度源和编制评估软件等工作,建立了该风洞大型飞机试验的不确定度评估方法,并对某大型飞机模型试验结果开展了具体的评估与分析,澄清了该风洞大型飞机试验数据的质量水平.【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2010(024)006【总页数】4页(P65-68)【关键词】跨声速风洞;大型飞机;不确定度【作者】谢疆宇;吴军强;钟世东;王义庆;魏志【作者单位】中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000【正文语种】中文【中图分类】V211.740 引言风洞试验是开展空气动力学研究的最主要手段。

风洞试验质量不仅影响飞行器实际飞行性能的正确预测,关系到飞行器的研制质量和研制水平,而且还直接决定着一座风洞的实际应用和作用发挥,在生产性风洞中居于至关重要的地位,是实验空气动力学领域的主要研究范畴之一。

传统基于重复性试验精度的质量评估方法在风洞试验质量控制中应用较为广泛,并有力地促进了实验空气动力学的发展。

但传统质量评估方法仅从试验结果出发,做出综合评估,未能分解试验仪器、设备校准和试验数据生产过程中各环节涉及的各种误差源影响,因此还应需要不断完善和发展新的质量评估方法,进一步提高试验质量。

上世纪90年代初,国际标准化组织颁布实施了《测量不确定度表示指南》,将不确定度评估方法推荐为计量领域的国际标准,并在世界各国得到执行和广泛应用。

CARDC 2.4m引射式跨声速风洞设计与运行调试

CARDC 2.4m引射式跨声速风洞设计与运行调试
董谊信;陈章云;周平;罗宇轩;王维新
【期刊名称】《实验流体力学》
【年(卷),期】2001(015)003
【摘要】中国空气动力研究与发展中心研制了可更换喷嘴的中压气体引射器,利用现有中压气源驱动,建成一座增压回流引射式跨声速风洞.试验段截面尺寸
2.4m×2.4m,M=0.3～1.2.稳定段最高工作压力为0.45MPa,最高模型试验雷诺数Rec=15×106(M=0.90,C=0.24m),稳定吹风时间≥15s.风洞气动回路上分别配置有多喷管引射器、栅指扩散段、跨声速试验段驻室抽气系统及特殊的主排气系统等装置.采用智能自适应解耦控制技术,实现总压和M数独立、快速、精确地控制.该气动布局与部段配置及其功能设计,在国内跨声速风洞中均是首次采用.
【总页数】6页(P48-53)
【作者】董谊信;陈章云;周平;罗宇轩;王维新
【作者单位】中国空气动力研究与发展中心,;中国空气动力研究与发展中心,;中国空气动力研究与发展中心,;中国空气动力研究与发展中心,;中国空气动力研究与发展中心,
【正文语种】中文
【中图分类】V211.74+1
【相关文献】
1.2.4m跨声速风洞TPS测控系统设计与实现 [J], 芮伟;易凡;杜宁;秦建华
2.2.4m×2.4m引射式跨声速风洞 [J], 董谊信;陶祖贤
3.引射式跨声速风洞流场控制软件设计 [J], 韩逸非;冯娜娜
4.引射式跨声速风洞流场控制软件设计 [J], 韩逸非;冯娜娜
5.CARDC 0.24米×0.2米引射式跨声速风洞 [J], 陶祖贤;凌其扬
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