某飞机部件高速风洞测力天平研制
一种旋转轴天平动态加载装置[实用新型专利]
![一种旋转轴天平动态加载装置[实用新型专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/c7be5f51cbaedd3383c4bb4cf7ec4afe04a1b13d.png)
(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)实用新型专利(10)授权公告号 (45)授权公告日 (21)申请号 201621251217.0(22)申请日 2016.11.22(73)专利权人 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所地址 622750 四川省绵阳市北川县129信箱(72)发明人 吴福章 别云朋 钱志高 田斌 赵亮亮 (74)专利代理机构 成都九鼎天元知识产权代理有限公司 51214代理人 詹永斌(51)Int.Cl.G01M 9/06(2006.01)(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利(54)实用新型名称一种旋转轴天平动态加载装置(57)摘要本实用新型公开一种旋转轴天平动态加载装置，包括台架、设置在台架上的驱动电机、设置在台架上端面的动力输出轴，所述驱动电机的动力输出端通过皮带连接到动力输出轴上，所述动力输出轴的一端通过旋转轴天平连接有动态加载装置，动力输出轴的另一端通过联轴器连接到滑环引电器上；该装置解决了国内旋转轴天平加载的难题，提高了旋转轴天平测量的精准度，填补了国内相关领域的空白；与国外同类产品对比，效费比更好，使用更方便，维护成本低。
权利要求书1页 说明书3页 附图1页CN 206348127 U 2017.07.21C N 206348127U1.一种旋转轴天平动态加载装置，其特征在于包括台架、设置在台架上的驱动电机、设置在台架上端面的动力输出轴，所述驱动电机的动力输出端通过皮带连接到动力输出轴上，所述动力输出轴的一端通过旋转轴天平连接有动态加载装置，动力输出轴的另一端通过联轴器连接到滑环引电器上；所述动态加载装置的外筒上在垂直方向上和水平方向上分别加载砝码，所述动态加载装置的外筒内部设置有一套转动轴承，所述旋转轴天平与转动轴承连接；所述旋转天平轴内设置有信号线，信号线的一端与设置在动态加载装置内的天平滑动接触，信号线的另一端通过动力输出轴后与滑环引电器连接。
风洞试验技术的介绍和应用
ZD-1风洞典型工程测压试验
覆冰导线气动力试验
ZD-1风洞典型工程测压试验
施工防护网测力试验
ZD-1风洞典型工程测压试验
电动转轴风洞测力试验
气动弹性模型测振试验
目的：研究气弹模型的风振特性和响应、获得风振系数等参数
风力测试技术
天平
测力天平是直接测量作用在结构物模型上静风荷载（空气动力）的一种测 量装置，简称天平。
天平可以将作用在模型上的静风荷载按天平的直角坐标系分解成三个互相 垂直的力分量和绕三个坐标轴的力矩分量，并分别测量。
天平分类
按测力原理分：机械天平、应变天平、压电天平和磁悬浮天平 按所测分量分：单分量天平、三分量天平、五分量天平和六分量天平 按安装型式分：外式天平、内式天平 按频率响应分：静力天平、高频天平
气动刚性模型测压试验
主要对象： 低矮建筑 高层建筑 体育场馆 会展中心等
目的： 确定结构物表面风压（系数） 平均风压／脉动风压
确定结构体型系数
确定结构物的面/线荷载
应用： 建筑物幕墙、屋盖等覆面设计 － 瞬时风荷载
主结构设计静响应分析（动荷载、位移、加速度 )– 脉动风荷载
相似理论
相似准则
斯特拉哈数：非定常惯性力与定常惯性力的比值 欧拉数：流体压力与流体惯性力的比值 雷诺数：流体惯性力与流体粘性力的比值 弗劳德数：流体惯性力与重力的比值 柯西数：结构弹性力与流体惯性力的比值 惯性参数：结构惯性力与流体惯性力的比值 阻尼参数：无量纲阻尼比
相似理论
基本缩尺比
天平测力技术
ZD-1风洞精密仪器介绍
热线风速仪
品牌：DANTEC 出产地：丹麦 量程：0.5～60m/s 精度：±1.5%或±0.02m/s 采样频率：10kHz 通道数：4通道 购置时间：2010.9
莱特兄弟素材在航空教育实践中的应用
莱特兄弟素材在航空教育实践中的应用沈海军 袁国青同济大学航空航天与力学学院，上海2100931903年，莱特兄弟驾驶着“飞行者一号”载人动力飞机一飞冲天，开启了现代航空的新纪元。
莱特兄弟作为现代飞机的发明人基本上已经得到全世界公认，其事迹近乎家喻户晓。
现在，不管是在大中小学的航空教学课堂上，还是教育的实践环节中，莱特兄弟的事迹早已被广泛使用。
尽管如此，笔者发现，绝大多数情况下，老师们仅限于给学生们泛泛地讲莱特兄弟发明飞机的故事，其他相关的科教素材并没有被很好地挖掘和利用。
本文中，作者根据20余年航空专业的从教经验，梳理了有关莱特兄弟的书籍与短片、伟绩与负面事迹、风洞、飞机与滑翔机、气动测试装置等素材，并介绍了这些素材在航空教育教学实践中的应用情况，供航空教育同仁们参考。
一、莱特兄弟的事迹美国莱特兄弟发明现代飞机，在我国大中小学中人人皆知。
在高校或职业学校，但凡涉及航空的专业一般都会开设类似《航空概论》的课程；在航空发展史章节中，莱特兄弟发明飞机是必不可少的内容。
在中小学，莱特兄弟的事迹已纳入我国各省市中小学思想品德课程以及2018年中小学教师资格《综合素质》考试内容。
2018年11月，国家体育总局主办全国青少年模拟飞行锦标赛，赛事以“莱特兄弟杯”命名；国内不少中小学还专门组织学生学习莱特兄弟事迹，并要求撰写读后感。
尽管如此，受到课程性质及学时等条件限制，莱特兄弟的事迹在实际教学中仍未能充分展开，往往需要有更为详尽的参考资料留给学生们课外阅读。
1）图书方面笔者首推《The Wright Brothers》一书，该书目前已经有英文版和中文版；书的作者为两届普利策奖得主、美国总统自由勋章获得者美国人戴维·麦卡洛，书中语言优美，思路清晰，再现人类航天梦想的起点，很适合高中以上文化程度的读者。
对于中小学生，国内关于莱特兄弟的书很多，比较畅销的有河南文艺出版社出版的世界十大科学家丛书 《莱特兄弟传》，中国文学出版社的改变世界的科学家绘本传记丛书《驭风飞翔的旅程(莱特兄弟) 》，湖北美术出版社的《外国名人绘本故事·飞机的发明者 莱特兄弟》等。
标准飞机模型空气动力测量实验指导书
《低速风洞标准飞机模型测力实验》实验指导书空气动力学与风洞实验室2007年6月低速风洞标准飞机模型测力实验一．实验目的：标准飞机模型测力实验是测量作用在标准飞机模型上的空气动力和力矩，为确定飞机气动特性提供原始数据。
本次实验仅做标准飞机模型纵向实验，即实验时侧滑角β=0︒。
改变攻角，测量纵向三个分量（升力、阻力和俯仰力矩）系数C L、C D和M Z随攻角α的变化规律。
二．实验设备及其工作原理简介：1）风洞：是产生人工气流的设备，本次实验所用风洞为开口回流式风洞，如下图所示。
其主要组成部分为实验段、扩压段、拐角和导流片、稳定段、收缩段以及动力段。
实验段截面为椭圆面，其入口长轴为102cm，短轴为76cm，出口处长轴为107cm，短轴为81cm；实验段全长2m；实验段的最大流速为40m/s；紊流度为0.3%；实验段模型安装区内，速压不均匀度'3%。
其上游收缩段的收缩比为8.4。
D1风洞采用可控硅控制无级调速；配置有尾撑式α—β机构及内式六分量应变天平。
2）六分量应变天平：是是一种专用的测力传感器。
用于测量作用在模型上的空气动力的大小。
所谓六分量是指该天平能测量升力、阻力、侧力、俯仰力矩、偏航力矩和滚转力矩。
它由应变片、弹性元件、天平体和一些附件组成。
应变天平是一种将机械量转变为电量输出的专用设备。
它是运用位移测量原理，利用天平的变形来测量外力大小。
将应变片贴在天平弹性元件上，弹性元件上的应变与外力大小成比例，应变片连接组成测量电桥，接入测量线路中，即可测出力的大小。
应变天平在测量过程中的参量变化过程如下：→→ε∆→∆VUR→P∆其中：P—天平弹性元件上承受的气动力。
ε—在气动力P的作用下弹性元件上的应变。
∆—贴在弹性元件上的应变片在弹性元件R产生应变ε的情况下产生的电阻增量。
∆而引起的∆—由应变片产生的电阻增量RU测量电桥产生的输出电压增量（mV）。
∆—检测仪器所指示的读数增量（V）。
V右图为一六分量应变天平测量电桥示意图。
风洞测力实验ppt课件
（1）根据相似准则，模型必须与实物做到几何相似； （2）对于那些不能简单模拟的部件，可以采用其它的一些办 法进行补救模拟。
2. 模型的尺寸
• 为了能真实的模拟绕飞行器的流动不会因为其它的干扰而 受到影响，模型在风洞中不能太大；
•
为了能真实的模拟飞行器的外形，使实验的雷诺数更加接 近飞行的雷诺数，模型要尽可能的大。
（4）电阻应变片 是一种利用金属或半导体材料受拉 伸或压缩变形后电阻值可以发生变化 的一种敏感元件。通常制成栅状
L dL dD d 2 A L D
dR dD d 2 R D dR / R K0
R K R
二、风洞测试设备
（5）应变天平的测量电桥
电桥处于平衡时：
R1R3 R2 R4
当电桥阻值产生微小增量时：
R1 R2 R3 R4 n U E 2 R R R R 1 n 1 2 3 4 1 U E gK 1 2 3 4 4 R1 R3 n 1 R2 R4
测力天平1应变式天平和机械式天平惠斯登电桥机械式天平应变式天平二风洞测试设备2应变式天平原理通过测量敏感元件电阻应变片的输出电压来测量模型空气动力的一种装置3应变式天平的组成弹性元件电阻应变片测量电路稳压电源信号调理放大器组成4电阻应变片是一种利用金属或半导体材料受拉伸或压缩变形后电阻值可以发生变化的一种敏感元件
二、风洞测试设备
2.测力天平
（1）应变式天平和机械式天平
惠斯登电桥
机械式天平
应变式天平
二、风洞测试设备
（2） 应变式天平原理 通过测量敏感元件-电阻应变片的输 出电压来测量模型空气动力的一种装 置
风洞和风洞试验
张线天平
五、风洞试验
百闻不如一见，怎样观察到空气的流动状态？
飞机升力系数随攻角的变化 前缘缝翼和后缘襟翼的影响
五、风洞试验
0度攻角
15度攻角
汽车流动显示
纹影观察火焰
五、风洞试验
我有一个梦想！
美国NASA Ames研究中心
俄罗斯中央流体动力研究院（TsAGI） 法国ONERA莫当研究中心
招 聘 公 告
一、风洞试验的理论
风洞的尺寸、风速、压力等无法实现真实飞行环境，怎么办？
载客量：大于500人 长度：73 米 翼展：79.8 米 高度：24.1 米
一、风洞试验的理论
风洞的尺寸、风速、压力等无法实现真实飞行环境，怎么办？
Ma>5 (高总温)
三、高低速风洞结构
从低速起飞！
舰载机和低速风洞结构
三、高低速风洞结构
三、高低速风洞结构
超声速风洞，主要模拟相似准则： 1.4< Ma<5 可否通过提高低速风洞风扇转速实现超声速？
怎样让试验段的气流达到超声速？
低速风洞运行方式：一级轴流式风扇驱动
三、高低速风洞结构
气体沿变截面管道的流动：
连续方程：
d dV dA 0 V A
动量方程:
1 V dV
dp
速度与Ma、截面积关系: dV 1 dA (A为某一截面的面积) V Ma2 1 A
是否先收缩后扩张的喷管都能产生超声速？
根据等熵关系式：
1 Fr 2
fx
1 Ma2
p x
风洞试验
A.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]B.风洞实验原理及实验仪器一、实验目的通过参观，让学生了解风洞实验装置的构造、作用，常用的风洞实验仪器及作用，风洞实验的过程和风洞实验的原理。
二、风洞系统简介风洞作为一套完整的空气动力实验装备，其构造是较为复杂的。
按风洞实验段气流速度的大小，一般可分为：低速风洞（M≤0.3），高亚音速风洞（0.3≤M≤0.8），跨音速风洞（0.8≤M≤1.5）。
超音速风洞（1.5≤M≤4.5）。
高超音速风动（4.5≤M≤10），极高速风洞（M>10）。
1．以805实验室HG-4号超音速风洞为例，它主要由以下几部分组成：l 气源系统：由大型空气压缩机提供清洁干燥的高压空气；l 风洞本体：由高压管道、紧闭阀、快速阀、调压阀、稳定段、喷管、试验段、攻角机构、可调节超音速扩散、亚音速扩散段等组成；l 控制系统：控制系统及模型状态等；l 测量系统：测量系统系数、模型空气动力及模型转速，并作为纹影显示及摄影等，l 消音系统：降低噪音。
实验过程：空气压缩机把压缩空气打进储气瓶储存起来，压缩空气经管道流向风洞。
实验时，预给调压阀一开度，开启紧闭阀至完全打开后，开启快速阀，压缩空气经稳定段至喷管，到达试验段时已获得所需超音速流场，待稳定后测量系统工作。
最后气流经扩压段扩压向出口消音塔排去。
2．低速风洞构造、作用：低速风洞的动力由风机提供、风速可通过调整风机的转速来调节。
2020版AIAA风洞天平校准标准浅析
992020版AIAA风洞天平校准标准浅析战培国（中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所）摘 要：风洞天平是航空航天飞行器风洞试验气动力和力矩测量的重要设备。
本文简述了2003版美国航空航天协会（AIAA ）《风洞试验内式应变天平校准和使用》推荐标准，主要包括基本概念、天平校准、校准文件和术语等内容；介绍了2020版天平校准标准修订的目标；重点指出2020版天平校准标准的主要变化，包括参与编写成员、天平选择要素、温度效应、压力效应、不确定度评估、天平使用等。
意在为国内风洞天平校准技术的创新发展和标准制定提供参考。
关键词：风洞天平，天平校准，标准DOI编码：10.3969/j.issn.1674-5698.2020.08.018Analysis on the 2020 Edition of AIAA Balance Calibration StandardZHAN Pei-guo（Low Speed Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center ）Abstract: The wind tunnel balance is an important instrument for measuring the aerodynamic forces on the wind tunnel testing model. This paper sketches the AIAA standard of calibration and use of internal strain-gauge balance with application to wind tunnel testing, including basic concepts, balance calibration, documentation and glossary, introduces the new purpose of the 2020 edition of balance calibration standard, analyzes the main changes of the new standard, such as the members, balance selection, temperature effect, pressure effect, uncertainties, use of balance. The purpose is to provide thoughts and references for the innovation of domestic wind tunnel balance techniques and standard development.Keywords: wind tunnel balance, balance calibration, standard作者简介： 战培国，正高级工程师，研究方向为空气动力试验。
飞行原理于风洞实验
实验一、飞行原理实验（一）实验目的1．熟悉风洞的功用和典型构造；2．通过烟风洞实验观察模型的气流流动情况；3．通过低速风洞的吹风实验了解升力与迎角、相对速度之间的关系；4．通过对不同的飞机模型进行吹风实验掌握飞机的稳定性和操纵性。
（二）实验内容1．观察翼型模型或飞机模型在烟风洞中的气流流动情况；2．观察飞机模型的迎角大小和相对速度对升力的影响规律；3．观察飞机模型在受到扰动失衡之后如何自动恢复到平衡状态；4．观察飞机模型通过操纵设备来改变飞机的哪些飞行状态。
（三）实验设备实验设备主要包括：直流式低速风洞、烟风洞、以及各种不同类型的飞机吹风模型教具。
如图1-1所示是烟风洞构造示意图。
烟风洞也是一种低速风洞，主要用于形象地显示出环绕实验模型的气流流动的情况，使观察者可以清晰地看出模型的流线谱，或拍摄出流线谱的照片。
1-发烟器；2-管道；3-梳状管；4-实验段；5-沉淀槽；6-烟量开关；7-烟速调整纽；8-模型迎角调整纽；9-发烟器及照明开关图1-1 烟风洞构造示意图烟风洞一般由风洞本体、发烟器、风扇电动机和照明设备等组成。
风洞的剖面呈矩形，为闭口直流式。
烟从发烟器1产生，沿管道2流向梳状管3（很多并列的细管），烟雾通过梳状管形成一条条细的流线，流线流过实验段4时，就可以观察气流流过模型时的流动情况。
烟雾流过实验段后流人沉淀槽5，最后流到风洞的外面。
发烟器底部装有电加热器，把注入的矿油点燃而发烟。
为了看得更清楚或方便摄影，风洞实验段后壁常漆成黑色，并用管状的电灯来照明。
如图1-2所示是一种简单的直流式风洞的构造示意图。
风洞的人造风是由风扇旋转式产生的，风扇由电动机带动，调整电动机的转速，可以改变风洞中气流的流速。
1-电动机；2-风扇；3-防护网；4-支架；5-模型；6-铜丝网；7-整流格；8-天平；9-空速管；10-空速表；11-收敛段；12-实验段；13-扩散段图1-2 直流式低速风洞直流式低速风洞的工作过程如下：电动机1驱动风扇2转动产生人造风，人造风首先通过收敛段11，使气流收缩，速度增大。
211016685_CG-02风洞螺旋桨动力性能测试数据采集系统
收稿日期：２０２２－０２－１６引用格式：王欢，尚云斌，江春茂，等．ＣＧ ０２风洞螺旋桨动力性能测试数据采集系统［Ｊ］．测控技术，２０２３，４２（３）：９３－９８．ＷＡＮＧＨ，ＳＨＡＮＧＹＢ，ＪＩＡＮＧＣＭ，ｅｔａｌ．ＤａｔａＡｃｑｕｉｓｉｔｉｏｎＳｙｓｔｅｍｆｏｒＰｒｏｐｅｌｌｅｒＤｙｎａｍｉｃＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅＴｅｓｔＢａｓｅｄｏｎＣＧ ０２ＷｉｎｄＴｕｎｎｅｌ［Ｊ］．Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ＆ＣｏｎｔｒｏｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０２３，４２（３）：９３－９８．ＣＧ ０２风洞螺旋桨动力性能测试数据采集系统王 欢，尚云斌，江春茂，薛 栋，于卫青，袁先士（西安现代控制技术研究所，陕西西安 ７１００６５）摘要：针对某便携式巡飞弹的螺旋桨动力性能测试的风洞试验数据采集需求，基于ＣＧ ０２风洞进行了数据采集系统的设计。
数据采集系统采用分布式结构，硬件基于ＰＸＩ总线和工业以太网搭建。
软件采用模块化设计思想，基于ＬａｂＶＩＥＷ图形化编程语言对不同功能模块进行开发，实现了气动力信号和转速信号的同步采集。
对试验中的信号抗干扰技术和转速测量技术进行了研究，提出了软、硬件滤波相结合的信号抗干扰方法和基于Ｋ ｍｅａｎｓ聚类的螺旋桨转速测量方法。
使用本数据采集系统开展测试试验，结果表明系统满足试验要求。
关键词：巡飞弹；螺旋桨；风洞试验；数据采集系统；转速测量中图分类号：Ｖ２１１．７２ 文献标志码：Ａ 文章编号：１０００－８８２９（２０２３）０３－００９３－０６ｄｏｉ：１０．１９７０８／ｊ．ｃｋｊｓ．２０２２．０５．２６３ＤａｔａＡｃｑｕｉｓｉｔｉｏｎＳｙｓｔｅｍｆｏｒＰｒｏｐｅｌｌｅｒＤｙｎａｍｉｃＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅＴｅｓｔＢａｓｅｄｏｎＣＧ ０２ＷｉｎｄＴｕｎｎｅｌＷＡＮＧＨｕａｎ牞ＳＨＡＮＧＹｕｎ ｂｉｎ牞ＪＩＡＮＧＣｈｕｎ ｍａｏ牞ＸＵＥＤｏｎｇ牞ＹＵＷｅｉ ｑｉｎｇ牞ＹＵＡＮＸｉａｎ ｓｈｉ牗Ｘｉ ａｎＭｏｄｅｒｎＣｏｎｔｒｏｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙＩｎｓｔｉｔｕｔｅ牞Ｘｉ ａｎ７１００６５牞Ｃｈｉｎａ牘Ａｂｓｔｒａｃｔ牶Ａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓｏｆｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｔｅｓｔｄａｔａａｃｑｕｉｓｉｔｉｏｎｆｏｒｐｒｏｐｅｌｌｅｒｄｙｎａｍｉｃｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｔｅｓｔｏｆａｐｏｒｔａｂｌｅｃｒｕｉｓｅｍｉｓｓｉｌｅ牞ａｄａｔａａｃｑｕｉｓｉｔｉｏｎｓｙｓｔｅｍｂａｓｅｄｏｎＣＧ ０２ｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｉｓｄｅｓｉｇｎｅｄ．Ｉｔａｄｏｐｔｓｄｉｓｔｒｉｂｕｔｅｄｓｔｒｕｃｔｕｒｅ牞ａｎｄｔｈｅｈａｒｄｗａｒｅｉｓｂｕｉｌｔｂａｓｅｄｏｎＰＸＩｂｕｓａｎｄｉｎｄｕｓｔｒｉａｌＥｔｈｅｒｎｅｔ牞ｔｈｅｓｏｆｔｗａｒｅａｄｏｐｔｓｔｈｅｉｄｅａｏｆｍｏｄｕｌａｒｄｅｓｉｇｎ牞ｄｉｆｆｅｒｅｎｔｆｕｎｃｔｉｏｎａｌｍｏｄｕｌｅｓｂａｓｅｄｏｎＬａｂＶＩＥＷｇｒａｐｈｉｃａｌｐｒｏｇｒａｍｍｉｎｇｌａｎｇｕａｇｅａｒｅｄｅｖｅｌｏｐｅｄ牞ａｎｄｔｈｅｓｙｎｃｈｒｏｎｏｕｓａｃｑｕｉｓｉｔｉｏｎｏｆａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓｉｇｎａｌａｎｄｓｐｅｅｄｓｉｇｎａｌｉｓｒｅａｌｉｚｅｄ．Ｔｈｅｓｉｇｎａｌａｎｔｉ ｉｎｔｅｒｆｅｒｅｎｃｅｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙａｎｄｓｐｅｅｄｉｄｅｎｔｉｆｉｃａｔｉｏｎｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｉｎｔｈｅｔｅｓｔａｒｅｓｔｕｄｉｅｄ．Ｔｈｅｓｉｇｎａｌａｎｔｉ ｉｎｔｅｒｆｅｒ ｅｎｃｅｍｅｔｈｏｄｂａｓｅｄｏｎｈａｒｄｗａｒｅｆｉｌｔｅｒｉｎｇａｎｄｓｏｆｔｗａｒｅｆｉｌｔｅｒｉｎｇａｎｄｔｈｅｐｒｏｐｅｌｌｅｒｓｐｅｅｄｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｍｅｔｈｏｄｂａｓｅｄｏｎＫ ｍｅａｎｓｃｌｕｓｔｅｒｉｎｇａｒｅｐｒｏｐｏｓｅｄｒｅｓｐｅｃｔｉｖｅｌｙ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｄａｔａａｃｑｕｉｓｉｔｉｏｎｓｙｓｔｅｍｍｅｅｔｓｔｈｅｔｅｓｔｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ牶ｃｒｕｉｓｅｍｉｓｓｉｌｅ牷ｐｒｏｐｅｌｌｅｒ牷ｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｔｅｓｔ牷ｄａｔａａｃｑｕｉｓｉｔｉｏｎｓｙｓｔｅｍ牷ｒｏｔａｔｉｏｎａｌｓｐｅｅｄｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ巡飞弹作为一种结合了先进无人飞行器技术和巡航导弹技术的新型智能化弹药，具备超视距实时侦察、毁伤评估和对遮蔽目标、活动目标以及时敏目标进行精确打击的能力，是世界各国广泛关注、竞相发展的军事装备。
风洞实验
确定模型对气流的相对运动和模型上的气动力随时间变化的实验，包括颤振实验、抖振实验、动稳定性实验、 操纵面嗡鸣实验、非定常压力测量等。
颤振实验颤振是飞行器在气动力、结构弹性力和惯性力相互作用下从气流中吸取能量而引起的自激振动。它 一旦发生，就很可能造成结构的破坏。进行风洞颤振试验，旨在选择对防颤振有利的结构方案（见颤振试验）。
在气流和模型作相对高速运动的条件下，测定气流沿模型绕流所引起的对模型表面气动加热的一种实验。当 飞行器飞行马赫数大于3时，必须考虑气动加热对飞行器外形、表面粗糙度和结构的影响。风洞传热实验的目的是 为飞行器防热设计提供可靠的热环境数据，实验项目包括：光滑和粗糙表面的热流实验，边界层过渡、质量注入 对热流影响的实验，台阶、缝隙、激波和边界层等分离流热流实验等。在风洞传热实验中一般略去热辐射，只考 虑对流加热，要模拟的是马赫数、雷诺数、壁温比、相对粗糙度（粗糙度与边界层位移厚度之比）、质量注入率、 自由湍流度等参数。在一般高超声速风洞、脉冲风洞、激波风洞、电弧加热器、低密度风洞和弹道靶中都能进行 传热实验，但都不能全面模拟上述参数。因此，必须对不同设备的实验数据进行综合分析。风洞传热实验的方法 有两类：一类是确定热流密度分布的热测绘技术，如在模型表面涂以相变材，通过记录等温线随时间的扩展过 程进行热测绘；又如在模型表面涂以漆和粉末磷光材料的混合物，通过记录磷光体的亮度分布转求热流密度分布 （后一方法响应快，灵敏度高）。热测绘技术可以提供丰富的气动加热资料，但精度较低。另一类是热测量技术， 利用量热计进行分散点的热测量，一般是在一维热传导的假定下通过测量温度随时间的变化率测量热流密度。在 一般高超声速风洞中常用的量热计有两种：①薄壁量热计，使用它时要求模型的壁做得很薄，以使模型在受热时， 内外表面的温度接近相等，在内表面安装温差电偶，用以测量温度随时间的变化来推算热流密度。②加登计，是R. 加登在1953年提出的，它是基于受热元件的中心和边缘之间的温度梯度和热流密度有一定的关系进行测量的。薄 壁量热计和加登计由于达到温度平衡需要较长的时间，不能用于脉冲风洞。在脉冲风洞中，可采用塞形量热计和 薄膜电阻温度计进行测量。塞形量热计是利用量热元件吸收传入其中的热量，然后测量元件的平均温度变化率再 计算表面热流密度。
8米×6米风洞TPS反推力试验技术
8米×6米风洞TPS反推力试验技术黄勇;胡卜元;张卫国;王勋年;章荣平【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2016(034)003【摘要】TPS(涡扇动力模拟器)试验技术是风洞中模拟发动机反推力状态最有效的手段.开展反推力试验的目的是获得反推力发动机对飞机气动特性的影响,确定反推力发动机的再吸入速度边界.为满足我国大飞机研制的试验技术需求,中国空气动力研究与发展中心在8米×6米风洞发展了全模TPS反推力试验技术.自主研制了TPS反推力试验专用的高精度六分量杆式应变天平、大流量空气桥和流量控制单元、TPS监视报警系统、数据采集系统、综合显示系统等TPS反推力试验系统,制定了试验模拟准则、试验流程和试验方法,建立了完善的全模TPS反推力试验技术.利用TPS反推力试验技术,开展了国内首期全模TPS反推力风洞试验,研究了某型飞机反推力发动机的再吸入特性,获得了反推力发动机的再吸入速度边界.【总页数】8页(P346-353)【作者】黄勇;胡卜元;张卫国;王勋年;章荣平【作者单位】中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所,四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所,四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所,四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所,四川绵阳 621000【正文语种】中文【中图分类】V211.753【相关文献】1.低速风洞全模TPS试验空气桥的设计与优化 [J], 章荣平;王勋年;黄勇;冯治2.2.4m跨声速风洞带TPS测力试验数据精度要求分析 [J], 熊能;林俊3.民用飞机带动力模拟器（TPS）风洞实验技术研究 [J], 凌茂芙4.中国成功攻克涡扇发动机反推力风洞试验技术 [J],5.我国成功攻克涡扇发动机反推力风洞试验技术 [J], 刊综因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
风洞的构成及种类
风洞的组成及种类风洞（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，它是进行空气动力实验最常用、最有效的工具。
简介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。
历史实验段气流速度在130米/秒以下(马赫数≤0.4)的风洞。
世界上公认的第一个风洞是英国人韦纳姆(E.Mariotte)于1869～1871年建成，并测量了物体与空气相对运动时受到的阻力。
它是一个两端开口的木箱，截面45.7厘米×45.7厘米，长3.05米。
美国的O.莱特和W.莱特兄弟在他们成功地进行世界上第一次动力飞行之前，于1900年建造了一个风洞，截面40.6厘米×40～56.3千米/小时。
1901年莱特兄弟又建造了风速12米/秒的风洞，从而发明了世界上第一架飞机。
风洞的大量出现是在20世纪中叶。
到目前为止，中国已经拥有低速、高速、超高速以及激波、电弧等风洞。
组成风洞主要由洞体、驱动系统和测量控制系统组成，各部分的形式因风洞类型而不同。
洞体它有一个能对模型进行必要测量和观察的实验段。
翼型风洞实验
安装示意图
测力手段
风洞翼型实验研究气动特性时，有两种途径： （1）用天平直接测量翼型的气动力；（2）通 过测翼型表面压力分布及尾迹流场推导出升力、 阻力和力矩。
直接测量翼型的气动力时，为了避免风洞侧壁边 界层的影响，只有翼型的中段与天平连接，两端 为非测量区，测量段与非测量段必须分开，没有 力的传递，两段之间又必须保持密封。此外，当 模型改变迎角时，两段还必须协调转动，不能有 剪刀差
模型与洞壁连接处的边界层分离的影响。
侧壁边界层对实验数据的影响
研究表明：
当亚声速时，翼 型的法向力系数 降低，轴向力系 数增加；当超声 速时，使翼面激 波位置前移，阻 力发散马赫数增 加
这几种影响中边界层分离影响最为严重。
一般侧壁边界层的厚度比翼型边界层厚得多，当 翼型迎角较大时，翼型表面存在较大的逆压梯度， 它首先使翼型与侧壁边界层相交处气流分离，然 后沿展向传播，从而影响中间剖面的流动，破坏 翼型流动的二维性。超声速时，即使在小的迎角， 由于翼型上存在激波，超声速外流与侧壁边界层 的相互作用也会有斜激波发生，这都将导致大的 逆压梯度，引起侧壁边界层处气流分离。
对于高速气流，各截面气流密度不同，需 用下y
wl
cx
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实验原理
忽略洞壁及其粘性的影响，无侧滑角时横截 面相同的直机翼上各剖面的流动情况是完全 一样，具有二维流动特性，适合用于翼型风 洞实验。
FD-09风洞张线天平的研制
１６第一届近代实验空气动力学会议论文集ＦＤ一０９风洞张线天平的研制孙侃，武家陶（航天空气动力技术研究院，北京１０００７４）摘要：简述了ＦＤ．０９风洞张线天平的主要技术性能、结构、天平校正及标准模型试验的结果。
张线天平具有支架干扰小、结构刚性大的优点。
天平静态校正及标准模型试验的数据表明，天平有较高的精度。
关键词：天平；张线；风洞试验ＷｒｉｔｅＢａＩｌａ皿ｃｅＤｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆⅡｒＤ一０９ＷｉⅡｎｄｎｎｎｅｌｌＳＵＮＫａｒｌ，ＷＵＪｉａ－ｔａｏ（ＣｈｉｎａＡｃａｄｅｍｙｏｆＡｅｒｏｓｐａｃｅＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００７４）Ａｂｓｔｒａｃｔ：ＴｈｅａｒｔｉｃｌｅｄｅｐｉｃｔＦＤ－０９ｗｉｒｅｂａｌａｎｃｅｔｅｃｈｎｉｑｕｅｃａｐａｂｉｌｉｔｙ，ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ，ｃａｌｉｂｒａｔｉｏｎａｎｄｒｅｓｕｌｔｏｆｓｔａｎｄａｒｄｍｏｄｅｌｔｅｓｔ．Ｗｉｒｅｂａｌａｎｃｅｈａｓｓｍａｌｌｂｒａｃｋｅｔｄｉｓｔｕｒｂｅｒａｎｄｂｉｇｒｉｇｉｄｉｔｙ．Ｓｔａｔｉｃｓｔａｔｅｃａｌｉｂｒａｔｉｏｎａｎｄｓｔａｎｄａｒｄｍｏｄｅｌｔｅｓｔｄａｔａｉｎｄｉｃａｔｅｈｉｇｈｐｒｅｃｉｓｉｏｎｏｆｗｉｒｅｂａｌａｎｃｅ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｂａｌａｎｃｅ；ｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｅｑｕｉｐｍｅｎｔ；ｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｔｅｓｔＯ引言张线天平（后简称天平）是一高精度风洞模型测力装置。
天平的特点：（１）用小的流线型截面的张线悬挂模型，支撑系统对模型气动力的干扰小；（２）用杠杆系统进行力的传递及分解，结构刚性大，且各分量问的干扰小；（３）用高精度测力传感器作为天平的力一电转换元件，有很高的分辨率和准确度；（４）使用不同量程的测力传感器和更换测力传感器的安装位置，调整天平量程，天平有宽的测量范围；（５）有多个不同距离的模型悬挂点，以适应不同尺寸的模型；（６）受环境影响小，长期稳定性好；（７）结构复杂，研制周期长、成本高。
风洞试验技术介绍及应用
相似理论
相似准则
➢斯特拉哈数：非定常惯性力与定常惯性力的比值 ➢欧拉数：流体压力与流体惯性力的比值 ➢雷诺数：流体惯性力与流体粘性力的比值 ➢弗劳德数：流体惯性力与重力的比值 ➢柯西数：结构弹性力与流体惯性力的比值 ➢惯性参数：结构惯性力与流体惯性力的比值 ➢阻尼参数：无量纲阻尼比
相似理论
基本缩尺比
目的： 确定结构物表面风压（系数） 平均风压／脉动风压
确定结构体型系数
确定结构物的面/线荷载
应用： 建筑物幕墙、屋盖等覆面设计 － 瞬时风荷载
主结构设计静力风荷载 - 平均风荷载
结构风致振动响应分析（动荷载、位移、加速度 )– 脉动风荷
方法：
载 均匀流场
格栅紊流场
刚性不变体 压力传感器系统 表面风压
平均气动力 <- 三分力天平、五分力天平、六分力天平 脉动风荷载 <- 高频天平
ZD-1风洞典型工程测压试验
覆冰导线气动力试验
ZD-1风洞典型工程测压试验
施工防护网测力试验
ZD-1风洞典型工程测压试验
电动转轴风洞测力试验
气动弹性模型测振试验
目的：研究气弹模型的风振特性和响应、获得风振系数等参数
三、边界层风洞在风工程研究中的应用
相似理论 大气边界层流场模拟 气动刚性模型测压试验 气动刚性模型测力试验 气动弹性模型测振试验
相似理论
风洞实验的基础：绕模型的流动和绕原型的流动相似
流动相似的五大要素： ➢几何相似－最基本的流动相似条件 ➢运动相似－速度和加速度场的相似 ➢动力相似－同名作用力场的相似 ➢质量相似－密度场的相似 ➢热力相似－温度场的相似
国内近年兴建的边界层建筑风洞： 湖南大学(2004), 长安大学(2004), 大连理工大学(2006), 中国建科院 (2007), 西南交通大学(2007), 哈尔滨工业大学(2008), 石家庄铁道大学 (2009)，浙江大学(2010)
脉冲风洞单分量应力波天平测力技术
（ １ ．中国空气动力研究与发展 中心超高速空气动力研究所 ，绵 阳６ ２ １ ０ ０ ０ ； ２ ． 西南技术物理研究所 ， 成都 ６ １ ０ ０ ０ ０ ）
摘
要 ：针对脉 冲风洞强振动 、 极短有效试验 时间的测试环境 ， 提出一种 采用压 电材料 作为敏感元件 ， 尾端具
ｂ ａ ｌ ａ ｎ ｃ ｅ ｉ ｎ伽 ． ６ ｍ ｓ ｈ ｏ ｃ ｋ ｔ ｕ ｎ ｎ ｅ ｌ ｉ ｎ Ｃ ＡＲＤ Ｃ．Ｔ ｈ ｅ ｆ ｅ ａ ｓ ｉ ｂ ｉ ｌ ｉ ｔ ｙ ｏ ｆ ｈｅ ｔ ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｉ ｑ ｕ ｅ ｉ ｓ ｖ ｅ ｒ ｉ ｉ ｆ ｅ ｄ ｆ ｒ ｏ ｍ ｔ ｈ ｅ ｔ ｅ ｓ ｔ ｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓ ． Ｋｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄ ｓ ：Ｆ ｏ ｒ ｃ ｅ ｍｅ ａ ｓ ｕ ｉ ｒ ｎ ｇ ｉ ｎ ｗ ｉ ｎ ｄ ｔ ｕ ｎ ｎ ｅ ｌ ； Ｈｙ ｐ ｅ ｒ ｓ ｏ ｎ ｉ ｃ ｉ ｍｐ ｕ ｌ ｓ ｅ ｆ ａ ｃ ｉ ｌ ｉ ｔ ｉ ｅ ｓ ； Ｓ ｔ ｒ ｅ ｓ ｓ ｗａ ｖ ｅ ｆ ｏ ｒ ｃ ｅ ｂ ｌａ ａ ｎ ｃ ｅ ； Ｄｅ ｃ ｏ ｎ ｖ ｏ ｌ Ｕ ｔ ｉ ０ ｎ
第３ ７卷 第 ｌ ２期 ２ ０ １ ６年 １ ２ 月
宇
航
学
报
Ｖｏ １ ． ３ ７
Ｎｏ ． １ ２
Ｊ ｏ ｕ ｍａ ｌ ｏ ｆ Ａｓ ｔ ｒ ｏ ｎ ａ ｕ ｔ ｉ ｃ ｓ
Ｄｅ ｃ ｅ ｍｂ ｅ ｒ ２ ０ １ ６
脉 冲 风 洞 单 分 量 应 力 波 天 平 测 力 技 术
中图分 类号 ：Ｖ ２ １ ６ ． １ 文献标识码 ：Ａ 文章 编号 ：１ ０ ０ ０ — １ ３ ２ ８ （ ２ ０ １ ６ ） １ ２ — １ ４ １ ９ － ０ ６
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ｅｎｔ ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ ｏｆ ａｉｒｐｌａｎｅ．ｎｅ ｄｅｓｉｇｎ ｌｏａｄｓ ｏｆ ｔｈｅｓｅ ｃｏｍｐｏｎｅｎｔ ｆｏｒｃｉｎｇ ｂａｌａｎｃｅｓ ｄｉｄ ｎｏｔ ｍａｔｃｈ ｉｎ ａｌｌ ｃｏｍｐｏ—
片梁结构，短舱天平和短舱＋挂架天平均采用矩形梁
结构，既满足了天平各元有较为合理的输出，又保证
了天平的安装空间及试验时模型的足够间隙，为风洞
试验的顺利进行打下坚实的基础。
翼尖小翼处结构复杂，尺寸较小，翼尖小翼天平
（图６）采用“ｚ”结构，前端与翼尖小翼整体加工，固定
端通过４个螺钉与机翼连接。
各天平有限元分析结果见表１。
中图分类号：Ｖ２１１．７３
文献标识码：Ａ
Ｆｏｒｃｉｎｇ ｂａｌａｎｃｅ ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ｏｆ ａ ｃｅｒｔａｉｎ ａｉｒｐｌａｎｅ
ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ ｉｎ ｈｉｇｈ ｓｐｅｅｄ ｗｉｎｄ ｔｕｎｎｅｌ
ＰＥＮＧ Ｃｈａｏ，ＳＨＩ Ｙｕ－ｊｉｅ，ＣＨＥＮ Ｚｈｕ （Ｃｈｉｎａ Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓ Ｒｅｓｅａｒｃｈ＆Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ Ｃｅｎｔｅｒ，Ｍｉａｎｙａｎｇ Ｓｉｃｈｕａｎ ６２１０００，Ｃｈｉｎａ）
（２）翼尖小翼天平与翼尖小翼的一体化设计以 及该天平校准方式的成功，为类似结构的部件测力提 供了新的思路。
参考文献：
［１］彭超，史玉杰．某飞机部件测力天平及支撑系统设计图 ［Ｒ］．ＣＡＲＤＣ．２，２００４．
［２］彭超，史玉杰．天平静校证书［Ｒ］．ＣＡＲＤＣ．２，２００５． ［３］李熙佩．某飞机高速部件测力试验报告［Ｒ］．ＣＡＲＤＣ．２，
ｎｅｎｔｓ，ａｎｄ ｔｈｅ ｓｉｚｅｓ ｗｅｒｅ ｒｉｇｏｒｏｕｓｌｙ ｃｏｎｆｉｎｅｄ ｂｙ ｍｏｄｅｌｓ’ｓｐａｃｅ．Ｉｎ ｂａｌａｎｃｅ ｄｅｓｉｇｎ，ｔｈｅ ｓｕｐｐｏｒｔ ｂｅｈｉｎｄ ｔｈｅ ａｉｒｐｌａｎｅ’Ｓ ａｂｄｏｍｅｎ ｗａｓ ｕｓｅｄ ｆｏｒ ｔｈｅ ａｉｒｐｌａｎｅ ｂａｌａｎｃｅ．ａｎｄ ｔｈｅ ｂａｌａｎｃｅ ｗａｓ ｆｉｘｅｄ ｕｎｄｅｒ ｔｈｅ ａｉｒｆｒａｍｅ’Ｓ ｈｏｒｉｚｏｎｔａｌ ｌｉｎｅ，ｗｈｉｃｈ ｐｒｏｖｉｄｅ ｔｈｅ ｆｅａｓｉｂｉｌｉｔｙ ｆｏｒ ｔｈｅ ｃｏｍｐｏｎｅｎｔ ｂａｌａｎｃｅ’ｉｎｓｔａｌｌａｔｉｏｎ．Ｔｈｅ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ ｉｎ ｄｉｆｉｅｒｅｎｔ ｃｏｍｐｏｎｅｎｔ ｂａｌａｎｃｅｓ ｗｅｒｅ ａｄｏｐｔｅｄ ｔｏ ｍｅｅｔ ｔｈｅ ｎｅｅｄ ｏｆ ｂａｌａｎｃｅ ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ａｎｄ ｅｎｓｕｒｅｄ ｔｈｅ ｂａｌａｎｃｅｓ ｉｎｓｔａｌｌｉｎｇ ｐｏｓｉｔｉｏｎ ｉｎ ｔｈｅ ｍｏｄｅｌ ａｎｄ ｔｏ ｍｅｅｔ ｔｈｅ ｎｅｅｄ ｆｏｒ ｉｎｔｅｒｖａｌ ｉｎ ｔｅｓｔ．ｎｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｏｆ ｅｑｕｉｌａｔｅｒａｌ ｏｃｔａｇｏｎ Ｗａｓ ｕｓｅｄ ｆｏｒ ｔｈｅ ｗｉｎｇ ｂａｌａｎｃｅ，ｔｈｅ ｔｈｒｅｅ ｓｈｅｅｔ ｇｉｒｄｅｒ ｗａｓ ｕｓｅｄ ｆｏｒ ｔｈｅ ｖｅｒｔｉｃａｌ ｗｉｎｇ ｂａｌａｎｃｅ，ｔｈｅ ｒｅｃｔａｎｇｌｅ ｇｉｒｄｅｒ Ｗａｓ ｕｓｅｄ ｆｏｒ ｔｈｅ ｈｏｒｉｚｏｎｔａｌ ｗｉｎｇ ｂａｌａｎｃｅ，ｎａｃｅｌｌｅ ｂａｌａｎｃｅ，ｎａｃｅｌｌｅ ａｎｄ ｉｔ＇ｓ ｂｒａｃｋｅｔ ｂａｌａｎｃｅ。ｔｈｅ”Ｚ”ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｗａｓ ｕｓｅｄ ｆｏｒ ｔｈｅ ｌｉｔｔｌｅ ｗｉｎｇ ａｔ ｔｈｅ ｔｉｐ ｏｆ ｔｈｅ ｗｉｎｇ ｂａｌａｎｃｅ．Ｔｈｅ ｓｕｃｃｅｓｓｆｕｌ ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ｏｆ ｔｈｅｓｅ ｃｏｍｐｏｎｅｎｔ ｂａｌａｎｃｅｓ ｐｒｏｖｉｄｅｓ ｔｈｅ ｒｅｌｉａｂｌｅ ｔｅｓｔｉｎｇ ｄａｔａ ｆｏｒ ｔｈｅ ｍｏｄｅｌｓ’ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ．
不同的结构形式：机翼天平采用正八边形结构，垂尾天平采用三片梁结构，平尾天平、短舱、短舱＋挂架采用矩形梁
结构，翼尖小翼天平采用“ｚ”字形结构，既满足了天平的测量需要，又确保了天平在模型中的安装位置和试验的足
够间隙。部件天平的成功研制，及时为型号研制提供了可靠的试验数据。
关键词：部件；天平设计；风洞试验；应变计
收稿日期：２００８．１１－１０；修订日期：２００９．０７—２２
１ 总体方案
１．１天平试验条件及设计载荷 飞机模型缩比１：８，采用后位腹支撑，主天平及
各部件天平在飞机模型中的位置见图１。试验马赫 数０．４—０．９，迎角一９０一１６０，侧滑角．１２０一１２０，平尾偏 角范围．１２０一２．１０。试验时用７台天平（１台主机测力 天平和６台部件天平）同时测力。各部件天平设计载 荷见表ｌ。 １．２技术难点
设计载荷Ｎ、Ｎ．ｍ 平均应变×ｌ酽 静校不确定度％
５７００ ４．１７ ０．１５
２５０ ２．４２ ０．２４
１６００ １６．７４ Ｏ．３９
翼尖小翼天平
设计载荷Ｎ、Ｎ．ｍ 平均应变×１０４ 静校不确定度％
１２０ ０．９８ ０．４０
３ １２．２５ Ｏ．１５
３
Ｏ ６舶∞
平、垂尾天平安装在机身内，平尾天平安装在垂尾内， 翼尖小翼天平安装在机翼的翼尖，短舱、短舱＋挂架 天平安装在机身尾段（见图１），这样各部件模型的压 心就远离天平元件的中心，天平所承受的俯仰力矩、 偏航力矩及滚转力矩都特别大，与法向力和侧向力难 以匹配，天平的设计内既要安装 全机测力天平，又要安装机翼天平；机身尾段内既要 安装垂尾天平，又要安装短舱天平及短舱＋挂架天 平，平尾天平安装在垂尾内，各天平的安装空间非常 有限。
（Ｃ）翼尖小翼天平的连接。机翼的翼尖、翼尖小
万方数据
１００
实 验 流 体 力 学（２００９）第２３卷
翼尺寸都特别小，满足了天平及连接部位的尺寸及强 度、刚度要求后，这样天平与翼尖及翼尖小翼的连接 存在问题。 １．３解决方案
２００６．
［４］彭超，史玉杰．某飞机高速测力部件测力天平研制总结 报告［Ｒ］．ＣＡＲＤＣ．２，２００７．
作者简介： 彭超（１９７２．），男，四川大英县人，工学硕 士，高级工程师。研究方向：风洞应变天平 研制与应用。通讯地址：四川省绵阳市中国 空气动力研究与发展中心（６２１０００），Ｅ．ｍａｉｌ：
ｐｎｇｅｈ ７１０２＠ｓｉｎａ．ｅｏｍ．ｃｎ
垂尾天平（图４）、短舱天平及短舱＋挂架天平 （图５）同时安装在模型尾段内，天平承受的俯仰力
Ｆｉｇ．３
罔３半尾大平模型图 Ｔｈｅ ｓｋｅｔｃｈ ｏｆ ｌｅｖｅｌ ｔａｉｌ ｂａｌａｎｃｅ
矩、偏航力矩及滚转力矩都特别大，同时模型对天平
的尺寸限制大，在确保天平强度、刚度满足试验要求
前提下，尽量简化了天平元件结构，垂尾天平采用三
２天平设计
机翼天平只能安装在机身中段内，平尾天平（图 ３）只能安装在垂尾里，使得机翼天平和平尾天平的安 装空间受到极大的限制，同时模型压心远离天平轴 线，使得这两台天平承受的滚转力矩特别大。在天平 设计时，机翼天平元件部分采用了正八边形结构，一 方面尽量减小天平元件的直径，另一方面也兼顾了应 变计粘贴面的尺寸。天平自由端用Ｉ：５的锥与机翼 相连，天平固定端用４个Ｍ１２的螺钉与机身中段连 接，用天平端面定位。平尾天平采用矩形结构，天平 自由端用ｌ：５的锥与平尾相连接，天平固定端用４个 Ｍ３的螺钉与垂尾连接，用销钉定位。
（ｃ）主机测力天平安装在机身水平构造线下，为 机翼天平及垂尾天平的安装提供可能；
（ｄ）翼尖小翼天平与翼尖小翼加工成一个整体， 但翼尖小翼上无法加工与加载装置连接的平面，为 此，在翼尖小翼上用高强度胶粘一个平面，以天平元 件的粘贴面为基准，加工出校准需要的销孔、螺钉孔 等，较好的解决了翼尖小翼天平的加工、连接及校准 问题。总体方案见图ｌ。
Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｃｏｍｐｏｎｅｎｔ；ｂａｌａｎｃｅ ｄｅｓｉｇｎ；ｗｉｎｄ ｔｕｎｎｅｌ ｔｅｓｔ；ｓｔｒａｉｎ ｇａｕｇｅ
０引 言
某飞机高速部件测力试验的主要目的是获得飞 机各主要部件（机翼、平尾、垂尾、短舱、短舱和挂架、 翼尖小翼）的气动特性，测量的主要气动力有：右机翼 三分量、右平尾三分量、左机翼的翼尖小翼三分量、垂 尾六分量、发动机短舱五分量及发动机短舱＋挂架五 分龟。风洞试验于２００５年８月在ＦＬ．２６风洞进行，试 验取得了圆满成功，为某飞机部件载荷设计提供了基 本的原始气动结果，为该型号研制提供了可靠的试验 数据。主要介绍用于部件测力天平的研制情况。
（ａ）机翼天平（图２）的法向力、俯仰力矩元件截 面采用了正八边形元件结构，尽量减小了机翼天平的 径向尺寸，缩小天平所需要的安装空间，保证试验能 够顺利进行；
图２机翼大平模型罔
Ｆｉｇ．２ Ｔｈｅ ｓｋｅｔｃｈ ｏｆ ｗｉｎｇ ｂａｌａｎｃｅ
（ｂ）模型采用后腹支撑，为垂尾天平、短舱天平 及短舱＋挂架天平安装在机身尾段内留出了足够的 空间；
万方数据
第４期
彭超等：某飞机部件高速风洞测力天甲研制
１０１
３天平粘贴及校准
天平粘贴时，法向力和俯仰力矩、侧向力和偏航 力矩组成双电桥，用以增大它们的输出，轴向力、滚转 力矩分别为单桥。根据天平的各自特点及设计载荷， 分别设计了与之对应的加载装置，用以完成各天平的 静态校准，确保校准状态与风洞试验状态的一致性， 减少误差来源，保证了天平测量值的准确可靠。各天 平均在准体轴系天平校准架上进行了校准，静校不确 定度完全达到了国军标合格指标，大部分达到了先进 指标。具体结果见表１。
摘要：为满足某飞机部件高速测力试验的需要，研制６台部件测力天平来测量飞机不同部件（机翼、平尾、垂
尾、短舱、短舱＋挂架、翼尖小翼）所受的气动载荷，天平设计载荷极不匹配，且模型空间有严格的限制。设计时，主
机测力天平采用后腹支撑，安装在机身构造线的下方，为部件天平的安装提供了可能，同时针对不同的天平采用了