风洞研究

风洞研究（精选十篇）

风洞研究 篇1

近几年, 为满足航空、航天飞行器等型号试验对风洞尺寸、性能、流场品质等提出的越来越高的要求, 中国空气动力研究与发展中心 (以下简称“气动中心”) 在对现有风洞进行改造升级的同时, 还适时启动了一定数量的新风洞的建设。在建设中, 负责建设的下属研究所履行总包单位和监理单位职责, 通过招标选择出各分部、分项工程的施工单位, 中标单位则负责建设中的具体施工。

招标是风洞建设中的重要环节, 它直接影响着风洞的建设质量以及投资和工程效益的发挥。而招标能否成功, 能否如愿以偿选择到优秀的施工单位, 与评标方法的选择有密切关系[1]。

2 常用评标方法的分析

气动中心在风洞建设中常用的评标方法主要有“通过式评审, 最低价中标法”和综合评标法两种[2,3]。

2.1 通过式评审, 最低价中标法

1) 评标流程

该招标方式主要包括选择邀请单位、发标、投标、开标、评标、决标及签署合同等主要阶段 (详细工作流程如图1所示) , 其最鲜明、最有特点的地方就是采用了“通过式评审, 最低价中标”的评标方法, 即先由评标委员会技术组对各投标单位的技术文件进行评审, 技术不可行的予以淘汰, 技术可行的则进入商务谈判阶段;在商务谈判中, 经多轮报价, 最后一轮报价中价格最低的投标单位中标, 价格非最低的投标单位予以淘汰。

2) 利弊

该评标方法是取技术可行且商务报价最低的投标单位中标。其评价指标明确, 操作步骤简单, 评审结果客观公正, 在招标时能够有效引导投标单位降低报价, 进而节约投资, 这是该方法最大的优点。

但该方法也存在明显的缺点, 在技术评审时, 对投标单位的技术方案只做可行性审查, 而不做对比评价;在商务谈判阶段, 只关注最终报价是否最低, 对分项报价情况及报价是否合理等因素并未考虑。因此, 该评标方法不能体现不同投标单位在技术方案、资信经验、设备性能、品质和售后服务等方面的差异。

3) 适用范围

该评标方法一般适用于风洞建设中已具有施工图纸, 且多家投标单位具备施工技术, 性能指标明确的招标项目, 比如风洞洞体的制作安装、厂房建筑工程施工等。在具体运用中, 通常采取邀请招标方式, 需要充分做好对邀请单位的技术、商务调研和资格审查工作, 然后再选择4~5家资质合格、具备施工能力, 且技术水平、信誉品质基本相当的单位来参加投标。

2.2 综合评标法

1) 评标流程

综合评标法的招标工作流程与“通过式评审, 最低价中标法”基本相同, 区别主要在评标环节。首先由评标委员会对每一投标单位的投标文件进行符合性审查, 然后再与通过审查的投标单位进行多轮商务谈判。最后一轮谈判结束后, 由评委根据招标文件中的评分项目和评分细则, 分别对投标单位的技术方案和商务报价进行评分, 最终得分最高的投标单位中标, 评标过程如图2所示。

2) 利弊

综合评分法的优点在于既考虑了商务报价, 又综合考虑了其他因素, 尤其是重点考虑了技术因素。具体操作时, 可以根据招标工程的类型特点、技术复杂程度等来确定技术和商务的评价项目以及相应的分值和权重, 具有一定的灵活性。其中, 技术评价项目可以包括:设计方案、制造方案、安装调试方案、资信经验、施工组织管理、质保措施、工期安排、技术支持保证等;商务评价项目可以包括:设计费、安装调试费、备品备件费用、优惠条件等。一般情况下, 技术分总分值 (即:100分×技术分权重) 为30~50分, 商务分总分值 (即:100分×商务分权重) 为50~70分。为引导投标单位降低报价, 商务分权重一般要大于或等于50%。

但该评标方法的缺点在于操作步骤相对复杂, 对评分项目和权重的设置必须慎重研究考虑。另外, 在评分过程中, 由于评委对评分项目的理解存在一定差异, 打分时受主观因素的影响较大。

3) 适用范围

综合评分法对一般的工程项目基本上都具有一定的适用性, 尤其适用于大型、技术复杂、要求高的研制项目。但具体操作中必须合理设置技术分、商务分及各个评价项目的权重。比方说, 对于风洞建设中技术复杂、要求高、无施工图纸、需要投标单位专门进行开发研制的设备 (如高速风洞中调压阀的研制) , 可以设置技术分和商务分的权重分别为50%和50%;对于技术成熟、相对通用的辅助设备 (如电气控制柜、开关柜采购) , 可以将权重相应设置为40%和60%;而对于常规、通用性较强的产品采购 (如建筑工程中卫生洁具的采购) , 则可以将权重相应设置为30%和70%。

3 综合评标法的应用实例

气动中心在风洞建设中, 大多数情况下采用的是“通过式评审, 最低价中标法”, 已经积累了较多的经验, 下面将着重以实例方式介绍综合评标法的应用。

3.1 评标方法的选取

轴流式风机是气动中心正在建设的某连续式风洞的动力系统, 用于驱动风洞主回路中的气流流动, 具有高压比、变工况范围广和调节精度高等特点, 是整个风洞中最关键的设备之一[4]。目前, 国内仅在西北工业大学的NF-6风洞中使用过类似的轴流式风机。能否选择出技术实力雄厚、报价合理的承研单位, 对该风洞建设的成败具有至关重要的影响。

经充分调研, 目前国内仅有两个厂家具备研制该型风机的能力, 其中厂家1采用轴流式通风机技术, 机组增压能力弱, 勉强可以满足压比要求, 材料成本低, 总报价较低;厂家2采用的是轴流式压缩机技术, 机组增压能力强, 可以充分满足压比要求, 但材料成本高, 总报价相对高一些。

通过2.1条和2.2条的描述, 可以看出如果采用“通过式评审, 最低价中标法”, 厂家1势必中标, 相当于变成了单一来源谈判, 形不成有效竞争, 招标单位的利益将受到较大影响。同时, 由于该项目技术复杂、要求高, 属研制项目, 为确保万无一失并在两厂家间形成有效竞争, 最大可能维护招标单位的利益, 综合考虑后决定采用综合评标法。

3.2 评分项目及权重设置

由于该项目技术含量非常高, 所以研究后决定技术方案和商务报价各占50%的比重, 具体评分项目如表1所示。

3.3 评委设置及应用结果

经研究, 最终在气动中心内部的相关领域选择了12位工程经验丰富的领导、专家和技术人员组成评审委员会, 其中技术组7人, 商务组5人。

经过历时一天的竞争性谈判, 经评委严格打分, 最终选择出了技术方案优良、报价合理的承研单位, 综合评标法在该项目上得到了成功应用。

4 存在的主要问题及改进

4.1 常用评标方法的不足

“通过式评审, 最低价中标法”和综合评标法, 已普遍应用到了气动中心的风洞建设和设备采购招标中, 并在实践中不断完善和发展, 成为最主要的评标方法。但是, 这两种评标方法仍存在一些不尽合理和需要完善的地方。

比如, “通过式评审, 最低价中标法”尽管操作简单、评审结果客观, 但其淡化了技术因素的影响, 并且个别投标单位为了中标, 有时会故意压低商务报价, 导致产品质量低劣, 加大了合同执行和管理的难度;综合评标法尽管总体来说比较科学, 但是评价项目权重的确定和评委评分均有一定的主观性, 评审结果难免受到人为因素的影响。

4.2 常用评标方法的改进

为弥补“通过式评审, 最低价中标法”的不足, 一方面需要严格资格审查, 另一方面要加强合同的履约担保, 防止中标单位最后提供的设备不能满足甲方要求的现象出现。

为弥补综合评标法的不足, 一方面要针对招标项目设置出合理的评分项目和权重, 另一方面要合理选择评委的专业领域和人数, 尽量避免人的主观因素对评标结果的影响。目前, 国内部分专家和学者已提出了基于熵[5]和基于AHP[6]的多种改进型综合评标法, 并编制了相关的评标软件[7], 都具有较大的应用价值, 值得我们借鉴。

5 结论

每一种评标方法都有其利弊和自身的适用范围, 同一次招标因为评标方法的不同其结果可能完全不一样。在招标实践中, 必须全面分析招标工程的特点, 特别是技术难度和商务报价的侧重, 密切结合招标项目的设备类型、相关技术要求、市场供求状况、投标单位数量等, 综合考虑各种因素后再确定一种最合适的评标方法, 以利于招标单位以合适的价格采购到满意的设备或选择出优秀的承制单位。

参考文献

[1]吴述国.浅谈把好招标文件质量关的"八性"原则[J].四川水力发电, 2007 (4) :124-129.

[2]魏俊奎.电力物资采购评标方法的现状及思考[J].上海电力学院学报, 2006 (4) :395-398.

[3]于滨.三峡工程机电设备国际招标实践[J].水力发电, 2000 (6) :24-27.

[4]廖达雄, 陈吉明, 彭强, 等.连续式跨声速风洞设计关键技术[J].实验流体力学, 2011 (4) :74-78.

[5]朱文喜, 周访滨.基于熵的综合评标法在公路施工评标中的应用[J].公路与汽运, 2008 (3) :190-192.

[6]孙林山.基于AHP的模糊综合评判法在图书评标中的应用研究[J].图书馆, 2009 (3) :96-98.

某飞机系列风洞试验研究 篇2

介绍了某飞机在气动中心4m×3m风洞进行的系列风洞试验研究情况.研究目的.是获得在不同布局状态下飞机的低速气动性能.研究结果表明:改变机翼边条可有效地改善飞机的纵向稳定性;将两侧进气改为腹部进气,大大降低了飞机的航向稳定性;采用机头边条措施可使飞机的航向稳定性有较大提高;进行通气模型的风洞试验,其结果与不通气时的结果差异不大.

作 者：祝明红 陈洪  作者单位：中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000 刊 名：流体力学实验与测量  ISTIC EI PKU英文刊名：EXPERIMENTS AND MEASUREMENTS IN FLUID MECHANICS 年，卷(期)： 17(4) 分类号：V211.753 关键词：飞机   风洞试验研究   气动特性  

风洞研究 篇3

摘要：为了考察某拟建超高层建筑（总高838 m）在设计风速下的风致响应，对该大厦进行了多自由度气弹模型风洞试验.模型自振特性测试表明，该气弹模型各横截面对两个正交的水平主轴对称，每个轴向1阶和2阶频率误差分别在1%和28%以内，1阶阻尼比约为2%，平动振型与实际结构有限元模型计算结果较为一致.分析不同风速和风向角下风致响应发现，该大厦顶部在100年重现期设计风速下最大动态侧移为0.89 m，且动态位移本身并未使结构顶部位移超标，而10年，50年和100年重现期下风致加速度响应超过规范阈值幅度分别为16%，23%和29%.另外，该大厦横风向涡振使得临界风速附近横风向风致响应明显偏大，如果假定风荷载谱为白噪声，则横风向1阶气动阻尼比对总响应的贡献达37%.若欲保证该建筑在百年一遇风速下加速度在允许范围内，则须使其结构阻尼比在2.9%以上.

关键词：超高层建筑；风效应；多自由度气弹模型；风洞试验；气动阻尼

中图分类号：TU312.1；TU972.8 文献标识码：A

风工程研究和工程项目抗风性能分析的风洞试验方式通常有测力天平[1]、刚性模型测压[2]、强迫振动[3]、气动弹性模型[4-7]等.一般来说，对于高度不太高、刚度较大、气弹效应不太明显的高层建筑，通常采用刚性模型测压试验或测力天平试验进行风荷载和风响应分析[8-9]，而更为高柔的结构则常常要考虑气弹效应的影响，需进行气弹模型试验.例如某菱形纪念碑[10]采用了底部弹性支撑的摆式气弹模型试验，金茂大厦[1]进行了多自由度气弹模型试验.随着建筑高度的增加，气弹效应尤其是横风向气弹响应变得更为显著而复杂，气弹模型试验就更为必要，尤其是多自由度气弹模型风洞试验被认为是能准确地反映气弹效应对风振响应影响的试验方式.鉴于此，本文对建筑总高838 m，结构高度为792 m的某超高层建筑进行了多自由度气弹模型风洞试验，以考察其在强风作用下的风致响应和气弹效应，为工程设计提供参考.

1工程概况

该拟建高楼总高838 m，结构高792 m，地上202层地下6层，计划建成后超越迪拜塔成为世界第一高楼.项目净占地30亩，建筑面积105万m2，总投资52.5亿元人民币.该大厦分四段阶梯性收缩，呈梯形金字塔结构（见图1），属于文献[8]所述的典型第Ⅲ类高层建筑（文献[8]将600 m以上超高建筑归为第Ⅲ类，认为此类建筑须采取强有力的气动优化方案，断面形状和竖向外形设计都应兼顾风致安全性与舒适性）.

2模型制作及风洞试验简介

2.1模型制作简介

该气弹模型由铝合金骨架、外衣板和配重组成，其中骨架由刚性方板和立柱固结而成，方板总数为8，立柱总数为5（中间1根强柱，侧边4根细柱），各柱截面尺寸随高度增加逐渐减小以模拟实际结构刚度.图2为装配后的模型照片，图3为模型骨架图.考虑相似理论和风洞几何尺寸限制，初步确定模型与实际结构几何相似比为1∶500，频率相似比为100∶1，风速相似比为1∶5，由此可以导出加速度、位移等其他参数的缩尺比，模型制作完成后这些参数要根据自振特性测试结果做一定调整.图4给出自振加速度衰减曲线，图5为自振加速度谱密度曲线.

2.2风洞试验简介

该大厦所处地区地面粗糙度类别为B类. 10年，50年和100年一遇的基本风压分别为0.25，0.35和0.40 kPa，相应10 m高度处风速分别为20.0，23.7和25.3 m/s.试验时，以模型顶部风速为参考，风速范围为3.5～10.0 m/s，相当于实际顶部风速21.0～54.0 m/s，折合实际10 m高度处风速10.0～31.0 m/s，涵盖了不同重现期的设计风速.考虑到模型对称性，试验风向角有0°，5°，15°，25°，35°和45°共6个，建筑方位、风向角及坐标轴定义见图7，图7中风向折减系数表示各风向角的风速折减系数，是根据长沙气象局提供的不同风向的基本风压数据换算而得，下文数据均是考虑折减系数之后的结果.

3试验结果分析

3.1不同风速下的风致响应

图10和图11分别给出了不同风速不同风向角下均方根位移和均方根加速度响应（此处均方根是将统计时程减去均值后的均方根，大小与标准差相等，下同）.由图10和图11可知，横风向（X轴0度风向角）风致响应明显大于其他风向角；各风向角响

10 m高度处风速/（m·s-1）（a）X轴向

10 m高度处风速/（m·s-1）（b） Y轴向

应随风速增加大致呈增加趋势，但图10（a）和图11（a）风致响应曲线在风速为19 m/s附近明显偏大，如果不考虑风速折减系数，这一风速与10年重现期风速最为接近，会使得造成10年重现期的风致响应大于50年和100年，对风速进行风向折减后这一现象有所改变.

3.2设计风速下风致响应

按照该建筑的对称性，并考虑风向折减系数（见图7），可将以上试验结果转化为不同重现期的风致响应.图12和图13分别给出了不同风向角下最大加速度位和位移响应，其中最大加速度响应峰值因子取为2.5，而位移响应直接影响到结构安全性，其峰值因子取为3.0.

从图12和图13可以看出，1）最大均方根和最大极值响应都出现在正交风向角，当风向角与建筑轴向夹角并不大时（如5°风向角），其风致响应仍明显小于正交风向角；2）不同重现期的风致响应不是严格按100年，50年，10年由大到小排列，而是与该风向的风速折减系数有关，比如，图13（b）中10年重现期270°风向角位移响应要大于50年，这一点已在前文给出解释；3）正交风向角10年，50年，100年重现期的加速度响应都在一定程度上超过了规范阈值[11]，100年最大动态位移响应为0.89 m，由此引起的建筑顶部相对侧移（建筑顶部风致水平位移与建筑高度之比）为1/890，即动态位移本身并未使顶部侧移超标，最大风致响应具体统计结果见表3和表4.

3.3横风向风致响应分析

图10（a）和11（a）中0°风向角X轴向（即横风向）响应曲线在风速19 m/s附近出现明显峰值，按文献[12]对斯托罗哈数进行取值，此时的漩涡脱落频率ns=vSt/d=0.09 Hz（d为结构顶段截面宽度，v为结构顶段风速，St为斯托罗哈数），与结构频率十分接近，考察此时的位移时程（见图13～图17）可知，风速19 m/s附近的位移时程幅值明显比小风速（12.6 m/s）时程更为稳定，即更接近简谐振动，说明此时风致响应的突增是由横风向涡激振动引起的，并且，由于此风速段的振动主要为1阶涡振，因而加速度响应增大程度比位移要小，下文对此有所分析.

借助随机减量方法可得到模型各风速下横风向阻尼比，识别结果见图18.由图18可知，结构阻尼比变化曲线并没有文献[5]和文献[8]那么有规律（文献[5]和文献[8]中，阻尼比在临界风速之前呈增大趋势，至临界风速附近迅速降低，而后又有所回升），这可能是由于结构自上而下的特征尺寸不一致所致，但可以肯定的是，总阻尼比在风速19～24 m/s的区域内为最小（最小值接近-1.5%），说明此风速段内负气动阻尼绝对值较大，并促使了图10（a）和11（a）中该段风速下的位移相对较大.

4总阻尼对响应影响的近似估计

通常来说，由于模型与流体的流固耦合作用，都会存在一定程度的气动阻尼现象，根据上文分析结果，当结构顶部风速为20～25 m/s时，横风向动态风振响应都是顺风向的5倍以上，因而此处只分析横风向的气动阻尼比对100年重现期横风向风致响应的影响.我们知道，风致响应可以分为背景分量和共振风量的叠加，其中背景分量与结构阻尼比的关系可以忽略，而共振分量与体系阻尼比关系很大，根据随机振动理论，j振型均方根加速度和位移响应可以表示分别为：

生变化，对于本建筑来说，结构1阶横风向自振阻尼比约为2%，当存在气动阻尼比时，其频响函数会发生变化，结合图18的结果，体系总阻尼最小为0.5%，与之对应，图21给出了阻尼比在0.5%～2%之间变化时频响函数随频率的变化曲线.通常来说，广义风荷载谱相对于频响函数带宽较宽，如果假定风荷载为白噪声，则可以认为阻尼比对某1阶风致响应共振分量的影响就是阻尼比对该阶频响函数在频率附近峰值面积的影响，按照这一近似假设，并考虑到1阶共振分量占总响应的比重，就可以近似衡量出气动阻尼比对横风向极值响应的影响程度，分析结果见图22.

从图22可以看出，负气动阻尼比绝对值越大，风致响应结果越大，如果按负阻尼比绝对值为 0.01计算（见图18），横风向极值响应比无气动阻尼时要大37%左右，若以总阻尼比作为风振加速度响应的控制指标，并近似认为100年重现期风速横风向气动阻尼比约为-0.01，欲使100年重现期风致加速度满足规范要求，则结构阻尼比要在2%的基础上至少增加0.9%.

从以上分析可以看出，气动阻尼比对风致响应的影响不可忽略，事实上，风荷载谱并不是白噪声，尤其是横风向风荷载谱通常会出现与斯托罗哈数对应的谱峰，当该谱峰与传递函数峰接近或重合时，基于随机振动理论得到的横风向风致响应受气动阻尼的影响会更大.这就进一步说明了对此类结构进行气弹模型试验的必要性，因为气弹模型试验直接测量了包含气动阻尼效应的风致效应.

5结论

1）当不对风速进行折算时，10年一遇的风致动态响应要大于50年和100年的风致动态响应，将风速折算之后，风振响应大致按100年，50年和10年重现期由大到小排列.该大厦在100年一遇风速下的风致动态位移响应最大值与结构高度之比为1/890，即动态位移本身并没有使结构顶部侧移超标.但在10年，50年和100年重现期下，最大加速度响应都超过了规范阈值，超标幅度分别为16%，23%和29%.

2）在小风速下该大厦风致位移谱能量都集中在基阶频率附近，在风速较大时（24 m/s），位移谱在高阶频率附近能量有所增加，而加速度谱能量的高阶成分在各风速下都占一定比重，且随着风速增加，高阶能量明显增强.

3）该大厦横风向涡振不可忽视，当风向与结构表面正交时，风致加速度和动态位移响应明显大于其他风向角.横风向位移在涡振临界风速附近显著增大，且此时的结构阻尼明显偏小，并使得风致响应显著增加.如果假定风荷载谱为白噪声，气动阻尼比对风致动态响应的影响幅度可达37%，欲使结构阻尼比在允许范围内，原结构阻尼比要控制在2.9%以上.

参考文献

[1]顾明，周印，张锋，等. 用高频动态天平方法研究金茂大厦的动力风荷载和风振响应[J].建筑结构学报，2000，21（4）：55-61.

GU Ming，ZHOU Yin，ZHANG Feng，et al.Study on wind loads and windinduced vibration of the Jinmao Building using high frequency force balance method[J].Journal of Building Structures，2000， 21（4）：55-61.（In Chinese）

襟翼涡流发生器风洞试验优化研究 篇4

1 试验模型

风洞试验模型采用等弦长后掠半模 (SCCH) 全金属模型来进行, 作为介于二维翼型与三维机翼之间的一种构型, 使用该模型能剥离机翼的三维效应从而较好的模拟二维翼型的气动特性, 但同时又引入机翼后掠角等方面的影响, 因而被称为准三维风洞试验模拟。模型主要由带有前后缘增升装置的半翼和带有椭圆形头部、后部的圆柱形机身两大部分组成。为了减小风洞壁边界层的影响, 在机身下方装有带迷宫密封槽的边界层垫块。模型的几何外形示意图如图1所示, 其主要的几何参数如下:

机身长1750mm

机翼半展长1350mm

弦长450mm

加装在襟翼上的涡流发生器根据计算结果给出的基本方案加工完成, 如图2所示, 其基本的几何参数为:长L=16.0m m, 高H=3.0m m, 前缘切角γ=70°, 底部根据安装处翼型曲线进行修剪以增加贴合度, 采用钢片加工, 厚度为0.5m m。安装形式采用同向偏转式, 如图2所示, V G后缘位于35%襟翼弦线, 安装角β=30°, 间距D=25m m, 使用强力胶水粘于模型的襟翼上翼面。

2 试验状态

本次风洞试验在闭口回流式低速风洞进行, 该风洞的基本尺寸为宽×高×长=3m×2.5m×6m, 基本稳定风速范围在5~90m/s。本次试验使用的试验状态风速为v=60m/s, 按照试验模型的弦长折算的雷诺数R e=1.86×106。

本次试验的主要内容为测力试验, 主要包括以下几个方面的内容: (1) 着陆构型基本状态试验; (2) 着陆构型带基本状态涡流发生器试验; (3) 涡流发生器弦向安装位置优化试验; (4) 涡流发生器高度优化试验; (5) 涡流发生器安装角度优化试验; (6) 涡流发生器安装间距优化。

3 试验实施

在完成了着陆构型基本状态的测力试验后, 加装基本状态涡流发生器后观察其对气动特性的影响, 襟翼加装基本状态涡流发生器与基准着陆构型比较如图3所示。可以明显看出, 迎角在23°以下时, 加装涡流发生器后升力、阻力均有较明显的增加, 基本为一个固定量的平移, 取迎角11°时来分析, 升力增量为0.16252, 约为7.71%, 阻力增量为0.04099, 约为13.07%。在大迎角区效果逐渐减小, 接近失速处基本没有影响。分析其机理, 应该为在中小迎角下襟翼尾部的稳定分离区较明显, 涡流发生器对其产生的作用较明显, 大迎角后分离区逐渐减缓直至消失, 涡流发生器的作用也随之减小以至基本无影响。

随后按照试验大纲进行涡流发生器多个参数的优化初步优化。首先进行改变涡流发生器弦向位置参数研究。改变涡流发生器弦向安装位置至25%襟翼弦长处, 其余参数保持不变, 试验结果与基本构型安装位置的比较如图4所示。图4中可以看到, 安装位置前移后升、阻力虽然较未安装涡流发生器的构型有了增加, 但均较基本状态涡流发生器有了一定量的减小, 而且升力减小得更为明显, 因此初步选择采用基本状态的35%弦线安装位置进行后续参数的初步优化研究。

为了研究涡流发生器高度对气动特性的影响, 保持其他参数不变, 改变涡流发生器的高度至5m m, 进行风洞试验, 试验对比结果如图5所示。可以看到增加涡流发生器高度后升力、阻力均有不同程度的下降, 对比无涡流发生器的构型的增量仅为基准涡流发生器的一半左右, 因此认为对于该构型来说, 3m m高的涡流发生器更适合, 选定3mm高度涡流发生器用于后续参数的优化。

为了研究涡流发生器安装角的影响, 改变V G的安装角进行风洞试验, 试验结果与基本状态的对比 (见图6) 。可以看出, 改变安装角至25°后升、阻力的增量较基准涡流发生器来说均有减小, 可见其对流动分离的控制不及基准涡流发生器, 因此选择30°安装角进行后续参数的优化。

完成了涡流发生器自身几何参数以及在襟翼上的布置位置优化后, 为了得到最优的涡流发生器安装间距, 改变V G安装间距进行风洞试验, 试验结果对比如图7所示。由图中曲线可见四种不同的安装间距对于模型的升阻力特性并无明显改变, 这表明加装涡流发生器后气动特性对安装间距并不敏感, 因此认为在同样的展长情况下所需的涡流发生器最少即安装间距最大的方案效率更高。

经过上述几个步骤的优化试验, 确定基本状态的涡流发生器在30mm安装间距下具有最优的气动特性, 线性段升力增量为0.16, 同时带来的阻力增量为0.04。由此即完成了涡流发生器安装方案的优化试验, 选择方案为长L=16.0mm, 高H=3.0mm, 前缘后掠角γ=70°, 其后缘位于35%襟翼弦线, 安装角β=30°, 间距D=30mm。

4 结论

本文通过风洞试验的手段, 进行了着陆构型襟翼加装涡流发生器的初步风洞试验优化工作, 经过针对弦向安装位置、高度、安装角以及安装间距等几个参数的优化试验, 优选出了具有最高流动控制效率的涡流发生器安装方案。

摘要：为解决飞机起降阶段增升装置襟翼打开时上表面发生的气流分离, 通过风洞试验的方法进行了襟翼加装涡流发生器的优化工作。通过对安装弦向位置、高度、安装角度以及安装间距等几个参数的风洞试验研究, 优选出了具有最佳气动特性的涡流发生器方案。

关键词：涡流发生器,风洞试验,研究

参考文献

[1]段卓毅, 陈迎春, 赵克良, 等.微型涡流发生器在飞机增升装置中的应用[J].国际航空, 2004 (3) .

环翼机低速气动特性风洞实验研究 篇5

环翼机低速气动特性风洞实验研究

环翼机具有前、后翼,前翼后掠,后翼前掠,机翼在翼尖处连接,形成一个环状结构.为了解环翼的气动特性及环翼的.几何参数对环翼机气动特性的影响,本文在低速风洞中对3种不同几何参数环翼飞机进行了纵向及横向测力实验,其中包括前、后翼几何参数改变对气动特性的影响.实验结果表明,与常规飞机相比,环翼机具有如下优点:诱导阻力小,失速特性好,操稳性能易于满足.实验得到的有价值结果,对环翼布局飞机的气动计算和合理设计具有重要意义.

作 者：李蒙 邓彦敏 LI Meng DENG Yan-min 作者单位：北京航空航天大学,航空科学与工程学院,北京,100083刊 名：飞机设计英文刊名：AIRCRAFT DESIGN年，卷(期)：200828(6)分类号：V211.7关键词：环翼机 尾迹流 风洞

目击中国首次风洞跳伞试训 篇6

体重64公斤的马军没有意识到，他的轻轻一跃，已经创造了历史。

能够像鸟儿一样在空中自由飘浮是人类的一个古老梦想，供职于某空气动力研究基地低速所的科技人员马军，很可能就是实现这个梦想的第一位中国人。

这是一次“非正式”的试验。马军戴着借来的摩托车头盔，穿着从仓库里找出来的抗“非典”专用防护服，轻轻跃进一座直径5米、8层楼高的立式风洞中，每秒约45米的稳定气流立即把他稳稳地托在半空中。当他张开手脚，身体就飘得高些，收回手脚就低了下来；手一动就可以左右旋转，并能随时立即停住。

风洞中巨大的噪声淹没了人们的欢呼，飘浮在空中的马军只看到他的同事兴奋得涨红了脸，纷纷拍手拥抱。

这是2006年3月30日，四川盆地西北部金灿灿的油菜花正在盛开。

一个星期后，4月7日，八一跳伞队和空降兵某研究所首次在立式风洞中开展真人实地跳伞试验，获得成功。

中国自主研制、建成于2005年9月的第一座立式风洞，承担了这项有历史意义的试验。这座位居亚洲第一的风洞，直径和最高风速两项指标虽然均居世界第二，但单位时间气流量居世界第一，在自动化程度、测量手段、环保等方面都属世界领先水平。

专家称，试验结果证明，立式风洞设备与试验技术已经完全配套，达到国际先进水平，能够满足中国航空航天事业的需要。

风洞是空气动力学最主要的试验设备，其数量和质量最能直观反映一个国家空气动力方面的水平与能力。空气动力技术则是关系国民经济和国防建设的基础性和战略性技术。

“有什么样的风洞就可能有什么样的飞机，”著名风洞设计专家刘政崇说，“风洞的价值首先体现在航空航天事业中。”

火箭、返回式卫星、航天飞机、载人飞船等航天器，如果没有经过风洞试验，就无法确定外形结构，可能一个也生产不出来。每一种新型风洞的诞生，都孕育着航空航天飞行器的升级换代。

中国人的第一次“美妙飘浮”

由于国外的风洞对中国人都是严密封锁的，所以几乎能肯定地说，马军在那个下午的美妙飘浮成了中国的第一。

中国的风洞建设，在钱学森、庄逢甘等老一代空气动力学家的倡导下起步，数十年来完全依靠自己摸索。每座风洞的建设几乎都面临过国内的原材料和很多关键设备达不到技术要求的情况，面临过投资不够的尴尬，然而中国的空气动力人却用相对较少的投入建成了位居世界前列的风洞群。

还是在风洞设计建造初期，低速所的高级工程师李德祥就和同事们在网上下载了法国人在立式风洞中飘浮的视频。那段视频他们不知看了多少遍，大家几乎是一边想像着在空气中飘浮的感觉，一边看着自己的立式风洞一天天“长大”。

2006年春节刚过，李德祥和同事就迫不及待地要试验一下是否可以“吹”人。“那真是非常刺激，有一种心惊肉跳的感觉。”李德祥说。

作为课题组的带头人，李德祥要第一个冒险。他让同事们拉住他的身体，然后把头伸进了风洞，“脸上的肌肉被吹得不断抖动，就像成龙电影里的镜头。”他们立即决定，借摩托车头盔。

第二步，抓住手把身体放进去吹，试验结果是大家决定找出抗击“非典”用的防护服。

第三步，人进到风洞里先趴下，用六根绳子把人拉住，然后再把风洞开启。这一次，大家决定让最有“分量”、体重85公斤的崔红芳进去，如果能被“吹”起来，别人就更没问题了。

李德祥说：“这个试验还是有风险的，当时我们都特别兴奋，都想立即亲身体会一下法国人那种飘浮的感觉。”

崔红芳真的被“吹”起来了，美中不足的是，崔在中间像溺水的人一样手脚乱动，“无法控制身体姿态，老往边上跑，然后又被绳子拉回来。”不过，崔红芳的胆大获得了宝贵的经验。他们立即用海绵把风洞边缘包了起来，并想出了用防护网的高招，这样风洞就成了一个大“鸟笼”，任凭人怎么飘也不会被“吹”到外面去。

3月30日下午4时许，曾在运动会上一口气拿了四块金牌的马军被委以重任，第一个毫无依托地去试验自由飘浮。

第一次，由于马军的手张得太开，一开机就“吹”起了五米多高，李德祥赶紧指挥减速停机。第二次，马军就能够通过伸缩手脚控制高低。

接下来就成了马军的个人表演时间，他不再需要事先趴在风洞里，而是等风洞开启后跳跃进去。虽然李德祥跟他事先约定不要做任何附加动作，但马军还是十分有把握地做了一个空中前滚翻并一举成功。此后他一发不可收拾，无师自通地能够自由左右旋转并随时停住。

随后，就有了八一跳伞队和空降兵某研究所在立式风洞中的首次试训。

跳伞训练效率提高70％

4月7日，空降兵某部排长刘文生携带基本战斗装具跃进风洞，在每秒46米的风速下，成功模拟空中出舱、自由坠落等一系列技术动作：接着，八一跳伞队的专业运动员先后完成了两人空中拉手360度、空中筋斗、四人拉手换位等跳伞训练科目，中国首次立式风洞模拟空中跳伞试验成功。

空降兵某研究所所长李振波则告诉记者：“立式风洞对于我军空降兵创新训练手段和方法，提高训练质量和效率，降低训练成本都将起到重要作用。”

他介绍说，立式风洞对于空降兵训练事半功倍，首先训练时间可以不受限制，跳伞者的感受则与实际跳伞并无二致：动作纠正上比较直观，在空中是用高倍望远镜看，下来之后才能讲评，在风洞中就可以随时纠正。“在部队平时需要两三年上百次实际跳伞才能完成的训练科目，在这里一个星期到十天就完成了。”

在立式风洞中，当垂直气流达到一定速度，人以一定姿态进入该气流，无需任何工具就能飘浮起来。上世纪60年代起，一些国家已开始将立式风洞用于跳伞训练，美国空军1992年专门建造了一座用于空军飞行员训练的立式风洞。在韩国、意大利、瑞典等国家，都将风洞环境用于特种作战部队空降训练使用。

据有关专家称，这次试训证明，立式风洞能使跳伞训练效率提高70％以上。

参与了4月7日试验的八一跳伞队大队长黄鸣介绍说，国际跳伞比赛有三个传统项目：定点、特技、空中造型。美国人在造型项目上30年来一直居于霸主地位，原因就在于他们的运动员有条件在风洞中进行训练。

26岁的女队员裴昱是这次参与试验的八一跳伞队队员中年龄最小的，但她已经两次获得集体定点项目世界冠军。她还清晰地记得2003年10月到韩国访问时，韩国跳伞队训练用的立式风洞只让参观，却不让试训。她没有想到，中国这么快就有了自己的立式风洞，而且比韩国的先进。

裴昱告诉记者，风洞中的感觉跟实际跳伞时空中的感觉十分相似，“有了这样的训练手段，我们在特技和造型两个弱势项目上就敢于和世界强队挑战了。”

助力航空航天事业

然而，在空气动力研究人员看来，人体空中坠落特性试验和跳伞训练，可能是立式风洞的特殊功能中排在最末位的。

“风洞的作用体现在国民经济和国防建设的各个领域。”今年65岁的刘政崇从事空气动力学研究有40多年，他介绍说，在国防方面，早在1932年，瑞士人就用风洞开展炮弹的飞行试验，现代导弹武器在飞行的每一个阶段都需要在风洞中模拟，鱼雷和潜艇的生产，风洞试验也是第一关。

风洞发展历程跟军事工业的发展历程相配合，立式风洞出现于上世纪40年代，最早叫尾旋风洞，主要用于新型飞机的研究。同时，立式风洞还用于载人航天返回舱回收着陆稳定性、直升机垂直运动特性等多项研究，对航空航天科研至关重要。

刘政崇介绍说，1966年至1970年的四年间，美国空军因尾旋事故损失军用飞机226架，平均每周一架，1974年至1976年的两年间，美国各类民用飞机共发生尾旋事故723起，平均每两天一起。立式风洞正是用于开展飞机尾旋特性研究的最主要手段。

美国人在1927年建成了一个大型风洞，经几百次的试验后发现，在飞机上安装一个重量很轻的整流罩，轻易就能使飞机时速提高20英里，使美国空军年度预算节省了500万美元。这一数字是建设风洞的兰利中心组建13年来的投资总和。此后整流罩在飞行器中得到了广泛应用。也是通过这座风洞，对当时飞机上普遍使用的固定起落架进行试验后发现，其阻力竟然占40％，于是收放式起落架开始广泛应用。1948年，美国人根据风洞试验，使飞机第一次突破了“音障”。

中国风洞建设起步于上世纪60年代。中国的立式风洞虽然比国外晚建成数十年，但水平处于世界领先地位。钱学森40年前规划的风洞，目前已基本建成。今后10年还将有多座风洞开始建设。

专家称，中国的风洞建设正进入一个加速发展时期，而这正是中国航空航天事业呈现加速发展的一个体现。

事实上，如果没有自己的风洞，我们自主研制航天器和飞机需要拿到国外去做试验，对于一些关键性的数据，试验方可能比我们了解得还多。

风洞体现国家综合实力

刘政崇告诉记者：“在风洞中，让风吹起来容易，然而能让风吹得满足科学试验的要求却是难上加难。风洞的设计建造依托于国家的综合国力。”

据介绍，建设一座风洞，在制造、材料、控制、电子、机械、水、气、电等领域需要用最新的技术，也需要强大的能源支持，莫斯科航天动力研究院做一个风洞试验，用电量达七亿千瓦，整个莫斯科的电力网都要受到影响。同时，还需要空气动力学学科本身有一定的人才储备。

风洞建设周期长，投资数额往往数千万至数亿元，且效益滞后，其重要性不容易为人们所认识。中国的一些大型风洞，建设时间长达数十年。

在空气动力方面，美国和俄罗斯是当今世界的两强。据不完全统计，目前全世界有400余座工程型风洞，俄罗斯125座、美国120座、欧洲80座、日本16座、加拿大5座。中国有30座左右，其他国家和地区10座左右。

除了国防科研领域，风洞在经济建设中的作用也开始凸显。

“小到一个运动员的头盔，大到即将兴建的京沪高速铁路列车，都需要在风洞中反复试验才能定型生产，减灾、大气污染的扩散规律、列车和飞机的降噪等都需要在风洞中进行试验研究。”空气动力研究基地副总工程师唐志共介绍说。

目前，空气动力研究基地已经开始着力于风洞对风能应用的研究。中国陆地上可供开发利用的风能资源总储量为2．53亿千瓦，到2004年底，全国已建成43个风电场工程项目，然而风场使用的大型风力机都是从国外引进的。自主知识产权的风机则必须通过大量的风洞试验。

小型风洞设计制作及稳定段研究 篇7

在研究的前期进行小型风洞的设计, 绘制小型风洞的设计图纸。在研究的第二阶段, 根据设计动手制作小型风洞。在制作过程中, 不断根据实际情况, 对图纸细节进行调整和改进。在研究的第三阶段, 对已制作完成的小型风洞稳定段中的纱网进行控制变量的研究与分析。

对于低速小型风洞, 进口风速为10m/s~18m/s时, 在综合气流均匀性、稳定性和气流能量3个指标之后发现, 网丝直径d与网眼尺度l的比值为0.37, 每层纱网间距为2cm的三层纱网组合为最优纱网组合。

1 研究方法及过程

1.1 小型风洞的设计

1.1.1 风洞整体的布置

小型风洞是由风扇、风洞本体和测量仪器系统三部分组成。

如图1所示为风洞的整体布置图。 (1) 为风扇。 (2) 为风洞本体。 (3) 为传感器组

1.1.2 风扇的设计

根据研究需要, 风扇选用具有调速功能的低速风扇, 其风速范围为:10m/s~20m/s。出风口为正方形, 内径为11.6cm, 外径为12cm。在风洞的出口和进口, 分别放置两个相同型号的风扇, 进口的风扇向风洞内鼓风, 出口的风扇从风洞内吸风, 并始终调节两风扇的鼓风风速相同。这样的设计可以在一定程度内令风洞内的气体密度保持恒定。

1.1.3 风洞本体的设计

风洞本身共分为三段, 内有两个为消除涡流而装置的蜂窝器和两套为平稳气流而装置的纱网。风洞洞体材料选为有机玻璃, 既保证强度, 又便于观察。

1) 实验段

由于所设计风洞属于低速风洞范畴, 因而不同实验段截面形状的洞壁干扰情况大致相似。而方形截面相对于其他形状截面有易于安装门窗、有利于观察实验等优点。根据研究需要, 本次设计确定洞体横截面为正方形, 内径15cm。根据经验公式, 风洞的试验段长度L=2.0~2.5D*MERGEFORMAT, 其中D为实验段直径。因此, 本次设计的实验段长度为L=40cm。

2) 收缩段

此设计中, 一方面为尽量避免气流在洞壁上产生分离, 另一方面为减少能量损失, 收缩段的长度采用进口直径的0.5倍~1.0倍*MERGEFORMAT。因此, 取收缩段长度为10cm。

3) 稳定段

(1) 蜂窝器

蜂窝器的位置如图1所示。两边的蜂窝器分别用于减少两端风扇产生的涡流。根据研究需要, 蜂窝器的孔径控制在0.6cm~1.2cm范围内, 由经验公式, 确定蜂窝器的长度为3cm。

(2) 纱网

纱网位置如图1所示, 位于蜂窝器与实验段之间。用于进一步减少两端风扇产生的涡流。

1.1.4传感器的设计

稳定段后端15cm处设置传感器即风速仪, 用于测取实验段气流流速值。

1.2小型风洞的制作

1.2.1材料

有机玻璃板 (厚度4mm、大小90cm×120cm) 、角铁、螺丝、螺母、合页、密封条、磁条、有机玻璃胶、模型PVC管、不同布料的纱网、传感器、风扇。

1.2.2具体制作过程

1) 风洞的组装

根据以上的设计原理, 如图2所示, 用激光切割机将有机玻璃板切割成19块。将8块梯形有机玻璃片的边缘分别打孔, 通过螺丝和角铁固定成如图3所示的形状, 组成装配体1、装配体2。其中, 每四块梯形的拼接采用弦图的拼接方法, 这样每两块梯形的接触面积相对较大, 从而增强了风洞的稳定性。

将9、10、11号的矩形、1、2、3、4、5、6、7号矩形的边缘分别打孔, 并通过螺丝和角铁固定。其中, 十块矩形的拼接亦采用弦图的拼接方法。再将8号矩形边缘打孔, 通过合页, 与7号矩形的一边相连。在7号矩形的另一边边缘处安装上小型门把手, 以便于开关侧开门。在7号矩形安装有门把手的一边用有机玻璃胶粘上磁条1, 在1号矩形的无孔边粘上与磁条1相吸的磁条2。侧开门的设计, 是为便于实验人员对风洞中的模型进行装卸, 而侧开门的门边粘有磁条, 则是保证了门在关闭时不至被风洞内部的气流所扰动。装配体3的组装完成, 如图4所示。

然后用有机玻璃胶, 将装配体1、装配体2分别与装配体3相连, 构成风洞主体, 如图5所示。再用有机玻璃胶和密封条, 将所有有机玻璃块之间相邻的部分密封起来, 防止漏风。

2) 纱网、蜂窝器的制作与安装

选择五种疏密程度不同的网作为制作纱网的原始材料。将每一种网裁剪成15.5cm*15.5cm的正方形网布。依据实物实验的需要, 将纱网用有机玻璃胶粘贴于风洞中指定的位置。

选取孔径为0.6cm的模型管作为制作蜂窝器的原始材料。根据上述设计原理, 确定蜂窝器的长度为3cm。由于风洞主体的内径为15cm, 所以需要段长度为3cm的模型管。将模型管切割成1250段, 并用胶将其固定在一起, 组成蜂窝器, 如图6所示。如图5所示, 再将蜂窝器用胶粘贴于风洞中指定的位置。

1.2.3传感器的放置

稳定段后端15cm处设置有一个叶轮式风速仪, 其距离底面的高度依次为3cm、7.5cm、12cm, 其距离侧边的距离依次为3cm、7.5cm、12cm, 用于测取截面不同位置处的风速值。风速仪的型号为Tecman TM826, 可测风速0.3m/s~45m/s, 解析度为0.1m/s, 误差为+/-3%, 叶轮直径为4cm。鉴于测风速时所用的叶轮式风速仪会对气场产生负面影响, 本研究在相同条件下, 依次测取各位点的风速值, 使各位点的风速值测量互不影响, 以减少风速仪本身引起的气流扰动对测点风速值的负面影响。

1.3 小型风洞稳定段中的纱网研究

1.3.1 不同条件下纱网对气流均匀性的影响

实验段内的各点要达到速度完全一样是很困难的, 这是因为气流毕竟是人为造成的, 而且在经过风扇等部件后, 都会造成气流速度的不均匀性。我们通常使用变差系数反应气流的均匀性。变差系数以气流速度的标准差与均值之比表示:

式中:cv为变差系数, vi为各个实测点的气流流速实测值, v为平均流速, n为样本数。测定并计算各个风速档下的9个测点的瞬时风速值的算术平均值, 用其代表各个风速档下的平均风速, 测定并计算得10, 12, 14, 16, 18m/s的五个不同进口风速档的平均流速和瞬时风速的变差系数。

1) 控制不同疏密程度的纱网

选取五种不同疏密程度的纱网, 分别标号1、2、3、4、5。它们的尺寸见表1。

其中, d网丝直径为, l为网眼尺度。

测定并计算得10, 12, 14, 16, 18m/s的五个不同进口风速档的平均流速和瞬时风速的变差系数, 结果如表2所示。

纵向比较Cv的值可知, 随着纱网网丝直径与网眼尺度的比值逐渐增大, 即纱网越密, 瞬时风速的变差系数就越小, 即气流的均匀性越大。

2) 控制纱网的层数

综合考虑整流效果与能量损失问题, 选取标号为3的纱网进行实验。控制纱网的层数依次为0、1、2、3。每层纱网间距离定为1cm。

测定并计算得10, 12, 14, 16, 18m/s的五个不同进口风速档的平均流速和瞬时风速的变差系数, 结果如表3所示。

纵向比较Cv的值可知, 随纱网层数的增加, 即纱网越厚, 瞬时风速的变差系数就越小, 即气流的均匀性越大。

3) 控制每层纱网间距离

综合考虑整流效果与能量损失问题, 选取标号为3的两层纱网进行实验。控制两层纱网间的距离依次为0.0, 0.5, 1.0, 1.5, 2.0。

测定并计算得10, 12, 14, 16, 18m/s的五个不同进口风速档的平均流速和瞬时风速的变差系数, 结果如表4所示:

纵向比较Cv的值可知, 随两层纱网间距离的增加, 瞬时风速的变差系数越小, 即气流的均匀性越大。

由表2、表3、表4, 纵向比较Cv的值可知, 纱网越密、越厚、多层纱网间的距离越大, 瞬时风速的变差系数就越小, 即气流的均匀性越大。

由表2、表3、表4, 横向比较Cv的值可知, 同种纱网, 随着进口风速的增加, 瞬时风速的变差系数有减小的趋势, 即气流的均匀性有增大的趋势。

1.3.2 不同条件下纱网对截面气流稳定性的影响

可用风速的相对波动来表示气流的稳定性, 定义相对波动量为:

其中v为瞬时速度, v'为10s内的时均速度。定义ηmax为10s内相对波动量的最大值。在选定的10s内, 测定中间测点的10个瞬时风速值, 并计算出瞬时风速值的算术平均值, 用其表示上式中的时均速度。再将10个瞬时风速值依次代入上式中, 计算得到ηmax。

纱网越密、越厚、多层纱网间的距离越大, 相对波动量的最大值就越小, 即气流的稳定性越大。

同种纱网, 随着进口风速的增加, 相对波动量的最大值有减小的趋势, 即气流的均匀性有增大的趋势。

(试验方法同气流均匀性, 数据略)

1.3.3 不同条件下纱网对气流能量的影响

气流在通过纱网的时候必然有能量损失。气流在风洞管道内流动的能量可以用以下公式表示:

v1为通过纱网的气体流速, v2为纱网前的气体流速。

(试验方法同气流均匀性, 数据略)

随着纱网网丝直径与网眼尺度的比值逐渐增大, 即纱网越密, 纱网前后气流能量比就越小, 即气流的能量损失就越大。随纱网层数的增加, 即纱网越厚, 纱网前后气流能量比就越小, 即气流的能量损失越大。纱网间距对纱网前后气流能量比的影响不大。

2 实验结果分析与讨论

运用多指标法对气流流速的均匀性、稳定性以及气流的能量损失进行综合评价, 目的是为了综合选取在设定风速档位下能调节气流均匀性、稳定性以及减少气流的能量损失的最优纱网, 完善小型风洞稳定段的设计。

多指标法的计算公式为:

式中:A为综合评价指标, µ1、µ2µ3依次为均匀性指标、稳定性指标、和气流能量指标。用瞬时风速的变差系数Cv代表均匀性指标, 用相对波动量的最大值ηmax代表稳定性指标。在代入上式之前, 需要对气流能量指标进行一步齐次化处理。如下式:

其中, µ3为气流能量指标, η为纱网前后气流能量比。

经过计算, 得出不同纱网在不同进口风速档时气流流速的均匀性、稳定性以及气流的能量的综合指标A。

2.1 不同疏密程度的纱网的综合指标A

由表5, 经过纵向比较, 纱网C3在各风速下的平均综合评价指标值最小, 所以纱网C3为调节气流均匀性、稳定性以及减少气流的能量损失的最优纱网, 即纱网C3的疏密程度为本实验中纱网的最优疏密程度。

2.2不同层数的纱网的综合指标A

由表6, 经过纵向比较, 三层纱网在各风速下的平均综合评价指标值最小, 所以三层纱网为调节气流均匀性、稳定性以及减少气流的能量损失的最优纱网组合。

2.3 不同间距的纱网的综合指标A

由表7, 经过纵向比较, 间距为2.0cm的纱网组合在各风速下的平均综合评价指标值最小, 所以间距为2.0cm的纱网组合为调节气流均匀性、稳定性以及减少气流的能量损失的最优纱网组合。

3 结论

1) 最优纱网疏密程度的确定

对于低速小型风洞, 进口风速为10m/s~18m/s, 控制稳定段中纱网的层数为3层, 纱网间距离为2cm时, 纱网关于气流流速的均匀性、稳定性以及气流的能量的综合指标A在纱网的网丝直径d与网眼尺度l的比值为0.37时达到最小值, 即该纱网的综合性能最优。

2) 最优纱网层数的确定

对于低速小型风洞, 进口风速为10m/s~18m/s, 选定网丝直径d与网眼尺度l的比值为0.37的纱网, 每层纱网间距为2cm时, 纱网组合关于气流流速的均匀性、稳定性以及气流的能量的综合指标A随着纱网层数的增加而不断减小。在本实验范围内, 三层纱网组合的综合指标最小, 即该纱网组合的综合性能最优。

3) 最优纱网间距的确定

对于低速小型风洞, 进口风速为10m/s~18m/s, 选定网丝直径d与网眼尺度l的比值为0.37的纱网, 纱网的层数为3层时, 纱网组合关于气流流速的均匀性、稳定性以及气流的能量的综合指标A随着纱网间距离的增加而不断减小。在本实验范围内, 纱网间距为2cm时的纱网组合综合指标最小, 即该纱网组合的综合性能最优。

4) 最优纱网组合的确定

在综合气流均匀性、稳定性和气流能量3个指标之后发现, 网丝直径d与网眼尺度l的比值为0.37, 每层纱网间距为2cm的三层纱网组合为最优纱网组合。

研究存在的不足或局限性:

鉴于实验条件有限, 在研究中使用的传感器体积较大且精度不够高, 一定程度上影响了实验测量的精确性, 导致在真正实验时所得风速与使用Fluent软件存在5%的误差

由于技术条件有限, 在小型风洞的制作过程中, 未能实现将洞体的截面制作成圆形或椭圆形的形状, 增加了洞壁干扰对实验结果的影响。

由于材料本身, 即有机玻璃板, 的在激光加工过程产生的变形, 导致洞体本身的边缘效应不可控, 使的实验结果中增加湍流的可能。

摘要：风洞是从事飞行器研制和空气动力学研究的最基本的实验设备。迄今为止绝大部分空气动力学实验都是在风洞中完成的。风洞的发展是同航空航天技术紧密相关的, 风洞是研制新型飞行器的重要物质基础。稳定段及其内部的整流装置是风洞不可或缺的组成部分。整流装置包括纱网和蜂窝网等, 其设计目的是使气流均匀或降低紊流度。

关键词：小型风洞,纱网,均匀性,稳定段,能量损失

参考文献

[1]伍荣林.风洞设计原理[M].北京航空学院出版社, 1985.

[2]刘振东, 王飞, 李光录.圆锥形扰流器对室内风蚀风洞气流均匀性与稳定性的影响[J].西北农林科技大学学报, 2011, 39 (11) :133-140.

[3]上海交通大学流体力学实验指导书 (Ⅰ) .

[4]王文奎, 石柏军.低速风洞洞体设计[J].机床与液压, 2008, 36 (5) :93-95.

[5]焦树霖.演示用小型风洞的设计.北京女九中.

风洞模型支撑随机振动响应分析研究 篇8

随着航天技术的发展,航天飞行器的质量和尺寸不断增大,结构也日趋复杂。为了保证航天飞行器及其各部分系统和组件能够承受飞行过程中的声、振动和冲击等动力学环境,往往在研制过程中,都要对其整体及主要部分系统和组件进行充分的动力学环境试验和分析[1]。

在风洞试验中,就模型及其支撑装置来而言,由于气流脉动作用,模型及其支撑结构会产生随机振动。振动过大时,会使试验数据测量不准确,同时也使结构产生疲劳破坏。要准确掌握模型支撑装置动态特性,通过试验手段往往会受到试验规模、试验手段和试验方法的约束和限制,而模型支撑装置在风洞试验中振动的大小与其系统的动态力学性能性能密切相关,只有充分掌握结构动态特性才能对结构进行合理的设计和改进,因此进行随机振动分析是有非常有必要的。

随机有限元法自20世纪70年代初建立以来得到了较快的发展,在工程结构分析中得到了广泛的应用,展现出广阔的研究及应用前景。它是以数学、力学分析作为工具,找出结构系统的响应与输入信号之间的关系,并据此得到结构内力、应力或位移的统计规律,得到结构的失效概率或可靠度[2,3]。

1模型支撑装置简介

在风洞型号试验中,试验模型通过支撑装置固定在试验段中,根据不同试验模型、试验项目要求,可以采取不同模型支撑方式,目前风洞中使用的模型支撑方式包括模型尾部支撑、双转轴机构模型尾部支撑、模型腹部支撑和侧壁半模型支撑等。通过控制支撑装置的运动,起到改变模型的姿态角作用,从而取得模型各种姿态下吹风试验数据[4]。

此次分析的模型支撑装置属于模型尾部支撑,主要由底座、滑动支座、扇形支板、支杆、天平和飞机模型组成,如图1所示。其结构特点是扇形支板刚度大,活动部件少,结构较为简单,目前国内大多数跨声速风洞都采用这种型式模型支撑方式[5]。

2振动测试分析

风洞吹风试验时,气流控制在不同的风速下运行, 模型支撑装置改变模型在气流中迎角姿态,在不同气流压力和不同激励频率下,模型及支杆处将产生振动,在进行振动响应测试时,传感器自支杆安装座处开始布置加速度传感器,图2为传感器在支杆上具体布置位置。 通过振动测试分析,获得支杆上各个测点在不同迎角和不同风速下Y向振动响应情况,如图3和图4为典型工况下(攻角20°,风速45m/s)测点5和测点8在频率320Hz内加速度响应情况。通过响应测试结果,经过频域分析可以看出,在风速45m/s,攻角20°工况下支杆上两测点在Y向32Hz附近出现较大的振动。

3模态分析

基于计算机仿真的模态有限元分析(FEA)法,它以线性振动理论为基础,属于结构动力学的正问题。与静力有限元法相似,动力学问题的有限元法也是把分析的对象离散为有限个单元的组合体,即离散为以有限个节点位移为广义坐标的多自由度系统。首先进行每个单元的特性分析,包括单元刚度矩阵的计算、单元质量矩阵的计算、单元阻尼矩阵的计算,其次把各个单元的特性矩阵组集起来,组成总刚度矩阵、总质量矩阵和总阻尼矩阵,从而形成动力学方程式,最后进行求解[6]。

基于动态有限元法求解与分析结构系统的固有特性也称计算模态分析,图5为ABAQUS建立的模型支撑装置有限元装配模型。利用ABAQUS软件对模型支撑装置进行模态分析[7],得到系统三、四阶模态及振型如图6所示。

由ABAQUS模态计算分析可以看出,支杆部分振动为Y向振型时,固有频率为32.4Hz。与振动测试测得的振型和频率基本吻合,由此初步验证有限元模型准确性。

4随机振动响应分析

通过模态分析和测试分析,初步确定了ABAQUS模型建立的准确性,但这只能从一个方面说明,为了更准确说明仿真模型的准确程度,进一步从具体参数方面对ABAQUS模型进行改进,下面再通过有限元方法对结构进行随机振动响应分析,通过与实际测试分析结果进行比对,保证用于响应分析的ABAQUS有限元模型能较准确反映结构本身特性。

4.1随机振动分析理论

随机振动是一种只能在统计意义下描述的振动,在任何给定的时刻,其振动的幅值都不是确切可知的,而是其振动幅值的统计特性给定的,但是,这并不意味着随机振动是毫无规律的,更不能认为它是不可描述的, 可以通过功率谱密度函数(PSDF或PSD)反映随机激励的输入特征[8]。

由风洞试验可知,作用于模型表面的激励载荷为气动载荷,气流由风洞内风扇产生,虽然风扇是以一定的旋转速度运转,但其产生的气流在经过其它部段和方向改变后,会产生气流的扰动。扰动引起作用于模型表面的风压变化非常不确定,正是这不确定气流扰动使模型支撑装置产生随机振动。

脉动风速的随机模型:实测资料表明,在一次大风过程中,在风速最强的时段内,任意时刻风速总是围绕其平均值平稳地变化。

因此,风速可以分解为两部分:平均和脉动风速即风速可以表示为:

平均风对结构的作用相当于静力, 脉动风对结构的作用是动力[9]。

此次试验过程中,利用安装于模型和支杆之间的天平测得作用于模型上的气动载荷时域变化来描述脉动气流变化情况,并把这随时间变化的力载荷作为响应分析的激励载荷,如图7为天平测得Y向时域动态力载荷。

脉动气动载荷采用随机性的方法,及谱分析方法, 在频域内来研究模型支撑装置动态特性。

单自由度线性系统的随机振动方程为:

式中:m为系统质量;c为系统阻尼;k为系统刚度;f(t)为系统激励;为系统加速度为系统速度;x为系统位移

系统的响应可由杜哈美积分公式求出,即:

式中:h(t)为脉冲响应函数;t为时间;τ为时差;

脉冲响应函数为:

式中:ω0为系统固有频率;ζ为阻尼比;ωd为系统有阻尼固有频率;

对于多自由度系统的随机振动方程可由矩阵和向量的形式来表示[10]。

谱分析技术采用系统输入与输出的互谱Gxy(f)和输入自谱Gx(f)之比可得到系统的频率特性。输入x(t)经FFT分析可得到输入谱,用系统频率特性与输入谱相乘就得到输出响应谱,再经IFFT还可求得系统的时间响应。系统的频率特性F(x)经IFFT得到脉冲响应函数h(t),将h(t)与输入信号x(t)作卷积计算,即求得输出函数y(t)。

随机载荷激励的一般模型可分为平稳模型和非平稳模型两种。理论上,平稳随机过程的自功率谱密度定义为其自相关函数的傅立叶变换:

其中,Sxx(ω)为随机信号x(t)的自功率谱密度, Rxx(τ)为x(t)的自相关函数。

工程随机振动中的随机过程一般都是平稳各态历经的,且采样信号样本长度是有限的,因此在实用上我们采用更为有效的计算功率谱的方法,即由时域信号x(t) 构造一个截尾函数,如式(7)所示。

其中,t为采样时刻;

T为采样时长;

x(t)为t时刻的时域信号值。

由于xT(t)为有限长,故其傅立叶变换以及对应的逆变换存在,分别如式(8)、式(9)所示。

由于所考虑的过程是各态历经的,可以证明:

在实际应用中,式(10)是作功率谱计算的常用方法[11], 图8为天平动态力时域载荷经过转换得到的功率谱密度曲线。

4.2ABAQUS随机振动响应分析

ABAQUS随机响应分析须首先建立模态分析步,取得系统各阶模态频率和振型。得到各阶模态和振型如图6所示。其次建立随机响应分析步,因支杆振型为上下振动时固有频率为32.4Hz,故设置随机响应分析频率范围设置在0~50Hz。采用直接模态法进行分析,根据模态试验得到阻尼2%为模态阻尼系数。经过转换得到谱密度曲线(图8)作为激励输入。

由于试验测得响应点较多,为减少有限元分析的规模,选定测试中测点5和测点8作为随机响应分析的输出点,在天平测力处设置集合点作为随机载荷的输入点, 点设置如图9所示。通过ABAQUS有限元软件随机振动分析后,得到5测点和8测点对应的有限元节点加速度响应如图10和图11所示。

通过ABAQUS计算得到测点5和测点8随机振动响应谱分析结果与测试结果对比,可以看出在32Hz处均出现较大振动,且振动响应量级基本一致。

5结论

1)通过运用ABAQUS有限元软件对支撑装置进行随机振动分析,并与试验结果进行比较,得到基本一致的振动响应水平,验证了ABAQUS软件分析与测试试验的可靠性。

2)至于在具体振动大小上的差异,分析主要由下面的因素引起:一是输入激励载荷存在差异,气流的脉动不仅作用于飞机模型表面,同时也作用于支杆表面, 而天平测到的力只能反应作用于飞机模型表面载荷变化大小,虽然作用于支杆上的脉动载荷是次要的,但对响应的贡献也不能忽视,这也是下一步更准确分析掌握振动情况必须进一步研究和解决的地方。

3)较熟练掌握针对风洞模型支撑振动问题分析的ABAQUS软件使用方法、建模原则和针对此类结构的随机振动分析方法。

摘要：随着航空航天技术和空气动力学的发展,各种飞行器设计对风洞试验准确度要求越来越高,在风洞型号试验中,试验模型通过模型支撑装置运动实现其在风洞气流中的各种试验姿态。但由于风洞气流脉动影响,模型及其支撑装置会产生振动。振动过大时,会使试验数据测量不准确,甚至会造成结构的破坏。而模型支撑装置振动的大小与其自身动态特性密切相关。利用ABAQUS有限元软件,采用随机振动分析原理,对模型支撑装置进行了动态响应分析,并结合测试数据对系统振动情况进行评估。

关键词：风洞,模型支撑,ABAQUS,随机振动,响应分析

参考文献

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[4]刘政崇.风洞结构设计.中国宇航出版社[M].2005:98-99.

[5]刘政崇,廖大雄,等.高低速风洞气动与结构设计[M].国防工业出版社,2003:171-176.

[6]Banbrook M,Ushaw G,Mclaughin S.Lyapunov exponse from a time series:A noise-ro-bust extraction algorithm.Solitons&Franctals,1996,7(7):973-976.

[7]庄茁,由小川,等.基于ABAQUS的有限元分析和应[M].北京:清华大学出版社,2009.

[8]林家浩,张亚辉.随机振动的虚拟激励法[M].北京:科学出版社,2004:18-21.

[9]王肇民,PEIL U.塔桅结构[M].上海:同济大学出版社,1993.

[10]胡朋,齐明侠.半潜式钻井平台上钻机井架振动分析[J].石油机械,2010,38(11):1-4.

风洞研究 篇9

0FDY-1.2型风洞是内蒙古农业大学针对我国干旱、半干旱地区土壤风蚀研究的实际需求而自行研制的可移动式土壤风蚀风洞[1]。利用该风洞可以在野外环境条件下正确模拟不同风速气流流过地表时的流态,为模拟试验提供稳定、快速和准确的模拟气流输入,进而为土壤风蚀和土地荒漠化研究等提供设备支持。为此,精确地检测和控制风蚀风洞的风速,对提高风洞的自动化检测水平以及进行风蚀风洞风速自动监控系统的研究具有重要的现实意义。

1 监控系统的组成及其控制设备

1.1 监控系统

该风蚀风洞风速监测控制系统的组成及信号流程如图1所示。

1.2 硬件设备与软件平台

由图1可以看出,本监测系统由两部分组成,即风洞风速系统控制与监视,且二者使用同一个上位机进行监视和控制,密不可分。

测控部分主要硬件设备由控制器PLC、执行器(变频器)、风洞、皮托管和微压差变送器等组成;监视部分则是由PC机面板和自行编制的虚拟仪器软件组成,用来完成该自动控制系统设定值(被控对象—土壤风蚀风洞试验段横截面中心处预期风速)的给定以及数据的分析处理与显示等任务。

虚拟仪器的软件部分采用美国NI公司的面向计算机测控领域的虚拟仪器平台Labwindows/CVI[2]进行开发,以实现监控界面功能及其程序代码的完成,同时实现PC机与PLC之间的串行通信。

PLC的梯形图编程语言采用图形符号表达方式,是PLC软件组成的一部分。它用来完成PLC用户程序的编制,以实现对PLC控制目的[3]。

2 控制原理

在风洞已配置三相交流异步电动机变频调速系统的基础上,运用安装在PC机中的Labwindows/CVI软件程序设计的人性化监控界面,给定一个预期风速(期望值),然后通过PC机上的串行通讯接口将该风速数据传输给PLC;PLC起到控制变频器的开关、运行、复位和安全指示报警作用,从而控制风洞风机得到给定风速,以形成模拟气流;安装在风洞试验段横截面中心处的皮托管对风洞中的中心模拟气流压力进行采集,然后将采集的总压和静压分别送至微压差变送器;变送器将压差信号转换为电信号后,一部分反馈给PLC(反馈值),PLC对反馈信号和预期信号做比较运算,给出误差信号(以上二者差值),通过变频器改变风机输入频率,调节风机转速,进而实现风速的稳定控制,并以此构成一个闭环调速控制系统;另一部分通过PC机上安装的数据采集卡将采集到的模拟信号转换为数字信号后,在用Labwindows/CVI软件编制的监控界面上显示。根据以上调控原理,可实现对实际风速的实时监控。

3 控制系统的实现

3.1 控制面板的开发

Labwindows/CVI软件有4种文件类型,开发流程如图2所示。

按以上流程可进行监控界面的开发,开发完成的界面如图3所示。

在参数输入区可进行试验参数的输入,包括环境参数的输入、微压差变送器的灵敏系数、通信串行口以及预期风速和系统运行时间的选择等。各参数均需在指定范围内,如超出规定范围系统会弹出警示对话框,以示修改。

参数输入完毕便可以点击运行监视区的启/停按钮,进行系统的运行并监视。启动后开始倒计时,LED控件将显示绿色,系统正常运行。运行期间可以显示实时风速数值,并绘制风速曲线。

实施串行通信部分代码[4]如下:

3.2 PLC程序开发

程序开发流程如图4所示。

完成PLC软件编程后,便可以实现整个控制系统的试运行,即PLC和PC机间便可以进行数据的传送与通信以及整个控制系统的调试工作。

在台达PLC串行I/O应用指令中,RS(16bit)是串行数据传输指令,可以实现PLC内部串行数据的传输。因基本应用指令LD,AND和OR等较简单,具体编程与实现不做赘述。

3.3 变频器的控制实现

控制系统采用日立公司生产的L300-300HFE型变频器。在系统运行无误后,进行变频器智能控制端子FM等的设置[6]。

1) FW:

正向指令输入信号,ON是正向指令,OFF是停止指令。用于对变频器的启动和停止进行控制。

2) AL0,AL1和AL2:

报警输出信号,正常时AL0和AL1闭合,故障时AL0和AL2闭合。进行功能设定后,报警继电器输出,用于当系统运行频率超过设定值(由02:FA2设定)时发出报警信号,然后由PLC控制变频器停止运行。

3) 02(FA2):

当输出频率超过[C042,C043(FA2)]设定的加减速到达频率以上时,输出信号给报警继电器。

4) C06:

报警继电器输出端子设置,将02(FA2)功能设定到报警继电器。

5) RS:

当跳闸保护发生后,复位变频器,用于实现变频器的复位。

梯形图如图5所示[7],X1启动控制,X2停止控制,Y1触点为启动自锁,Y1输出线圈。

通过以上设置,可将变频器的系列开关量状态反馈至PLC,并利用PLC与PC机间的通信实现变频器开关、报警及故障复位等的智能控制。

4 结论

1) 0FDY-1.2型土壤风蚀风洞风速控制系统利用Labwindows / CVI语言实现了监控界面的控制。该控制系统优化了人机交互界面,提高了可视化程度,且具有更强的数据处理能力和更高的运行速度。

2) 利用Labwindows/CVI语言实现了上位机与PLC之间的RS-232串行接口通信。

3) 该控制系统利用PC机对变频器进行控制,进而实现了风洞中心风速的控制以及开关、报警及故障复位等的智能控制,性能可靠,大大提高了利用风洞进行土壤风蚀和土地荒漠化研究的自动化水平。

摘要：主要利用Labwindows/CVI程序设计语言,来实现风蚀风洞风速监控系统中PLC与PC机的串行通信,并实现变频器的启动、复位和报警等开关量的自动控制,从而大大提高了利用风洞进行土壤风蚀和土地荒漠化研究等的自动化水平。

关键词：风蚀风洞,控制系统,PLC,LabWindows/CVI

参考文献

[1]范贵生.可移动式风蚀风洞设计及其空气动力学性能研究[D].呼和浩特:内蒙古农业大学,2005.

[2]刘君华.虚拟仪器编程语言Labwindows/CVI教程[M].北京:电子工业出版社,2001.

[3]李建兴.可编程序控制器应用技术[M].北京:机械工业出版社,2004.

[4]沈文斌,郭世明.基于Labwindows/CVI的DJ-1型制动机自动检测系统[EB/OL].[2007-05-23].http://www.gong kong.com.

[5]台达DVP系列PLC通讯协议[EB/OL].[2009-09-10].http://www.plcchina.com/index.php/article/plcuq/2009-09-10/15081.html.

[6]浙江恒信工控设备商行.日立L300P系列变频器使用说明书[EB/OL].[2007-05-20].http://www.gkzhan.com/st12327/Info_9717.html.

风洞研究 篇10

在风洞[1]试验中,被测量的飞行器动态地任意改变其飞行姿态,这是飞行器风洞试验的一个非常重要的试验项目。混联机构可以满足多自由度风洞动态实验的要求,其中混联机构的机构学与运动学主要集中在机构的运动正反解问题[2,3,4,5]、工作空间、奇异位行和灵巧度分析等方面[6,7]。风洞试验运动平台是风洞试验时重要的运动装置,该平台提供实验模型所需的位置和姿态。该平台性能的优劣对风洞试验数据的获得有着重要影响,因为不仅要求风洞流场干扰小,不影响模型气动外形模拟,还要求结构简单、动态性能好、体积小、成本低和应用范围广等[8]。本文描述了五自由度混联机构的工作原理,并运用数值分析法[9,10,11,12]对模拟实验平台并联部分位置正反解进行了分析。因为该机构的并联部分与串联部分相互影响,因此在得到位置正反解的基础上求得并联部分与串联部分相互关系非常关键,从而推出模拟平台的末端在风洞试验中的位姿。

1 风洞实验运动平台工作原理及坐标系的建立

1.1 运动原理

风洞实验运动平台采用串并联混合的方式,实现实验模型质心在风洞固定点的五自由度的运动,其原理如图1所示。

1—基座;2、5—转动关节;3—电动缸; 4—运动平台;6—弯刀装置;7—尾支杆

图1为运动平台的实物图,上平台和下平台之间为三条支链,每条支链由一个电动缸和两个回转关节组成,三条支链布置在平行于xoy平面的三个平面内,形成一个三自由度的平面并联机构,该机构可以沿x和y方向移动和绕垂直于平面z轴的转动,下平台可以沿着x轴移动。通过该并联机构,可以改变飞行器模型在风洞中的角度变化,同时,补偿由于采用尾支杆而引起的运动平台的位移变化。在运动平台上有一个回转关节,其回转轴线MN在平面xoy内。弯刀装置绕该轴线做回转运动,控制飞行器模型的偏航角。弯刀装置的另一端通过一个回转关节连接尾支杆,尾支杆通过做绕体轴的滚转运动控制飞行器模型的滚转角。而该平台的模型体轴上的点M是不变的,做偏航运动的时候沿着轴ML转动。

1.2 坐标系的建立

建立基础坐标系{B}:坐标原点与模型质心重合,z轴方向垂直于3-RPP机构所在平面,x轴方向与下平台导轨方向一致;3-RPP机构下平台连体坐标系{F}:方向与{B}一致,初始位置为下平台大致处于轨道中点处,坐标原点在最左侧铰链F0处,与模型后端对应,即BPFROG=BPF0;3-RPP机构动平台连体坐标系{M}:初始方向与与{B}一致,原点与模型质心重合;试验连体坐标系{T}:原点位于模型质心处,x轴与模型体轴一致,初始方向为将{B}绕其z轴旋转至x轴与模型体轴一致;弯刀连体坐标系{W}:原点与模型质心重合,初始方向与模型连体坐标初始方向一致。

2 运动平台混联机构闭环反馈的正解

2.1 运动学关系

串-并混联机构如图1所示,并联部分的上平台通过三个驱动电动机分别连接动平台顶点Ai和底座的顶点Bi,P和R分别表示动平台原点在参考坐标系中的位置矢量和姿态的变换矩阵。根据动平台的姿态角和移动位移就可解出电动缸的矢量,即:

li=P+Rai-bi (i=1,2,3) (1)

式中:ai ,bi 分别是两平台顶点在各自坐标系中的位置矢量。Lis是并联机构电动缸支撑杆的矢量,(i=1,2,3)。

根据式(1),各动平台顶点的速度可写成如下形式:

$v{}_{ai}=\dot{{\rm P}}+\omega \times Ra{}_i(i=1,2,3)$(2)

式中:ω——在参考坐标系中动平台的角速度;

$\dot{{\rm P}}—$—在参考坐标系中动平台的移动速度。

式(2)写成矩阵型式为:

$v{}_{ai}=\dot{{\rm P}}+\omega \times Ra{}_i=\left[\begin{array}{cc}{\rm I}& R\left(\tilde{a}{}_i\right){}^{{\rm T}}R{}^{{\rm T}}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}\dot{{\rm P}}\\ \omega \end{array}\right]=J{}_{ai,x}\dot{x}(i=1,2,3)(3)$

式中,$\tilde{a}{}_i$——动平台上点ai的反对称矩阵;

$\dot{x}—$—是动平台广义速度,$\dot{x}=\left[\begin{array}{cc}\dot{{\rm P}}& \omega \end{array}\right];$

Jai,x——是动平台广义速度到动平台上顶点速度的雅克比矩阵。

将动平台上顶点速度向电动缸伸缩杆矢量方向投影,可得它们的伸缩速度:

$\dot{l}{}_i=l{}_{ni}^{{\rm T}}v{}_{ai}(i=1,2,3)$(4)

式中:$\dot{l}{}_i$——电动缸伸缩杆的伸缩速度(m/s);

lni——电动缸伸缩杆的单位矢量,$l{}_{ni}=\frac{l{}_i}{\parallel l{}_i\parallel }$。

将式(2)代入式(4)有:

$\dot{l}{}_i=l{}_{ni}^{{\rm T}}v{}_{ai}=l{}_{ni}^{{\rm T}}\dot{{\rm P}}+l{}_{ni}^{{\rm T}}\left(\omega \times Ra{}_i\right)(i=1,2,3)(5)$

由于并联机构有三个电动缸伸缩杆,可以将式(5)写成矩阵形式:

$\dot{l}=\left[\begin{array}{cc}l{}_{n1}^{{\rm T}}& \left(Ra{}_1\times l{}_{n1}{}^{{\rm T}}\right)\\ l{}_{n2}^{{\rm T}}& \left(Ra{}_2\times l{}_{n2}{}^{{\rm T}}\right)\\ l{}_{n3}^{{\rm T}}& \left(Ra{}_3\times l{}_{n3}{}^{{\rm T}}\right)\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}\dot{{\rm P}}\\ \omega \end{array}\right]=J{}_{lx}\dot{x}$

(6)

式中:$\dot{l}—$—电动缸支撑杆的伸缩速度矩阵,$\dot{l}=\left[\begin{array}{ccc}\dot{l}{}_1& \dot{l}{}_2& \dot{l}{}_3\end{array}\right]{}^{{\rm T}}$;

Jlx——并联机构广义速度到电动缸伸缩杆伸缩速度的雅克比矩阵。

a) 运动学正解

运动学正解的问题是分析和设计并联机构的关键,本节对试验平台的并联部分的运动学正解算法进行研究。并联机构的运动学正解就是在已知电动缸伸缩杆长度的情况下求解动平台的姿态,通常并联机构的运动学正解比运动反解复杂。这里主要借鉴Stewart机构的运动学正解算法,求解非线性方程组:

‖P+Rai-b‖=‖gi-bi‖=‖li‖ (i=1,2,3) (7)

用牛顿-泰勒展开法求解上述非线性方程组(7),此方程组也可表达如下:

${\displaystyle \sum _{i=1}^3\left(g{}_{ki}-b{}_{ki}\right)}{}^2=\left(\Delta l{}_i+l{}_{i0}\right){}^2(i=1,2,3)$(8)

式中:li0——电动缸伸缩杆的初始长度(mm);

Δli——电动缸伸缩杆的变化量(mm);

gki——电动缸伸缩杆在动平台上的接触点在参考坐标系中的坐标,k=1,2,3;

bki——底座在参考坐标系中的坐标,k=1,2,3。

令:

$f{}_i\left(q{}_1,q{}_2,q{}_3\right)={\displaystyle \sum _{k=1}^3\left(g{}_{ki}-b{}_{ki}\right)}{}^2-\left(\Delta l{}_i+l{}_{i0}\right){}^2=0(i=1,2,3)(9)$

解如式(9)所示的非线性方程组,其中q1,q2,q3分别为上平台的绕z轴的转角,沿x和y轴的位移,即可求出动平台的当前姿态q。将$f{}_i\left(q\right)$在初始位置q0附近进行泰勒级数展开,并取其线性部分得:

$f{}_i\left(q{}_0\right)+{\displaystyle \sum _{j=1}^3\left(q{}_j-q{}_{0j}\right)}\frac{\partial f{}_i\left(q{}_0\right)}{\partial q{}_j}=0(i=1,2,3)(10)$

进一步令:Δq=q-q0和Δqj=qj-q0j(j=1,2,3),则式(10)可写为:

${\displaystyle \sum _{j=1}^3\Delta }q{}_j\frac{\partial f{}_i\left(q{}_0\right)}{\partial q{}_j}=-f{}_i\left(q{}_0\right)(i=1,2,3)(11)$

式(11)可以看成是Δqi(i=1,2,3)为未知数的方程组,其系数矩阵用J1表示为:

如果J1是非奇异矩阵,则方程组(3-12)有唯一解Δq。

若Δq可以满足精度的要求,即Δq≤ε(ε为要求精度),则q=q0+Δq是所要求的正解;否则令q0=q,根据新的赋值重复计算电动缸伸缩杆的长度li0(1,2,3)和系数矩阵J1,然后根据式(11)再次求解Δq,直到Δq在要求的精度范围内为止。以上是用牛顿—泰勒展开法求解非线性方程组(7)的数值方法,即牛顿迭代法。求系数矩阵J1是这种解法的关键。

对式(9)求qj(j=1,2,3)的偏导数可得:

$\frac{\partial f{}_i}{\partial q{}_j}=2{\displaystyle \sum _{k=1}^3\left(g{}_{ki}-b{}_{ki}\right)}\frac{\partial g{}_{ki}}{\partial q{}_j}=2\left(g{}_i-b{}_i\right){}^{{\rm T}}\frac{\partial g{}_i}{\partial q{}_j}$(13)

由以上的条件可知:

gi=BPAi=${}_{{\rm M}}^B$RMPAi+c (14)

其中:

$g{}_i=\left[\begin{array}{c}g{}_{1i}\\ g{}_{2i}\\ g{}_{3i}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}c\alpha & -s\alpha & 0\\ s\alpha & c\alpha & 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]\cdot \left[\begin{array}{c}a{}_{1i}\\ a{}_{2i}\\ a{}_{3i}\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}x\\ y\\ 0\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}c\alpha a{}_{1k}-s\alpha a{}_{2k}+x\\ s\alpha a{}_{1k}+c\alpha a{}_{2k}+y\\ a{}_{3k}\end{array}\right](15)$

为方便以下的计算令cα=cosα,sα=sinα。根据式8与式15可得到

$\{\begin{array}{l}\left(c\alpha a{}_{11}-s\alpha a{}_{21}+x-b{}_{11}\right){}^2+\left(s\alpha a{}_{11}+c\alpha a{}_{21}+y-b{}_{21}\right){}^2=\left(\Delta l{}_1+l{}_{10}\right){}^2\\ \left(c\alpha a{}_{12}-s\alpha a{}_{22}+x-b{}_{12}\right){}^2+\left(s\alpha a{}_{12}+c\alpha a{}_{22}+y-b{}_{22}\right){}^2=\left(\Delta l{}_2+l{}_{20}\right){}^2\\ \left(c\alpha a{}_{13}-s\alpha a{}_{23}+x-b{}_{13}\right){}^2+\left(s\alpha a{}_{13}+c\alpha a{}_{23}+y-b{}_{23}\right){}^2=\left(\Delta l{}_3+l{}_{30}\right){}^2\end{array}(16)$

b) 运动平台混联机构与串联的关系

这里主要研究的是模型的俯仰角θ,偏航电动机转角β和滚转电动机转角为γ之间的关系,由上述的公式(16)可以求出动平台的俯仰角α。根据时间轴上每一节点对应模拟平台的俯仰角θ(常量)及偏航电动机角度φ,滚转电动机转角为γ,求得模型连体坐标系{T}在基础坐标系{B}中的姿态表示${}_{{\rm T}}^B$R,其转动为先绕z轴转α,后绕y轴转φ,所以:

$\begin{array}{c}R\left(\alpha ,\phi \right)=R{}_{{\rm Z}}\left(\alpha \right)\cdot R{}_Y\left(\phi \right)=\\ \left[\begin{array}{ccc}c\alpha c\phi & -s\alpha & c\alpha s\phi \\ s\alpha c\phi & c\alpha & s\alpha s\phi \\ -s\phi & 0& c\phi \end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}r{}_{11}& r{}_{12}& r{}_{13}\\ r{}_{21}& r{}_{22}& r{}_{23}\\ r{}_{31}& r{}_{32}& r{}_{33}\end{array}\right]={}_{{\rm T}}^{B}R\end{array}(17)$

$\begin{array}{c}R\left(\theta ‚\beta ‚\gamma \right)={}_{{\rm M}}^{B}R{}_W^{{\rm M}}R{}_{{\rm T}}^{W}R=R{}_{{\rm Z}}\left(\theta \right)R{}_Y\left(\beta \right)R{}_{{\rm Z}}\left(+35°\right)\cdot R{}_X\left(\gamma \right)\end{array}=$

$\begin{array}{c}[\begin{array}{c}c\theta \cdot c\beta \cdot c35°-s\theta \cdot s35°\\ s\theta \cdot c\beta \cdot c35°+c\beta \cdot s35°\\ -s\beta \cdot c35°\end{array}\begin{array}{c}\\ \\ \end{array}\begin{array}{c}-c\theta \cdot c\beta \cdot s35°\cdot c\gamma -s\theta \cdot c35°\cdot c\gamma +c\theta \cdot s\beta \cdot s\gamma \\ -s\theta \cdot c\beta \cdot s35°\cdot c\gamma +c\theta \cdot c35°\cdot c\gamma +s\theta \cdot s\beta \cdot s\gamma \\ s\beta \cdot s35°\cdot s\gamma +c\beta \cdot s\gamma \end{array}\begin{array}{c}c\theta \cdot c\beta \cdot s35°\cdot s\gamma +s\theta \cdot c35°\cdot s\gamma +c\theta \cdot s\beta \cdot c\gamma \\ s\theta \cdot c\beta \cdot s35°\cdot s\gamma -c\theta \cdot c35°\cdot s\gamma +s\theta \cdot s\beta \cdot c\gamma \\ -s\beta \cdot s35°\cdot s\gamma \end{array}]\end{array}(18)$

由$R\left(\theta ‚\beta ‚\gamma \right)={}_{{\rm T}}^{B}R$可知道矩阵方程两边元素(3,1)相等求得β,元素(3,3)及元素(3,2)相等求得γ,元素(1,1)及(2,1)相等求得θ。结果为:

3 机构动平台混联机构闭环反馈的反解

设动平台上的3个关节点分别表示为M1,M2,M3,下平台上3个关节点分别表示为F1,F2,F3,动平台俯仰角α,3个电动缸的长度分别为l1,l2,l3。

单独的俯仰运动可以通过三个电动缸的伸缩和下平台的移动来完成,时间轴上每一节点对应的动平台俯仰角α(动平台的俯仰角与模型的俯仰角相差35°)及下平台连体坐标系坐标原点在{B}中的坐标值BPFROG,x为坐标值的初始值即F0点至模型质心的x方向的初始距离;y方向坐标值y为F0点至模型质心的y方向距离;z坐标值为零。

根据坐标系的设定有:

$\left\{{\rm M}\right\}\Rightarrow \left\{{}_{{\rm M}}^{B}R,0\right\}$(20)

$\left\{F\right\}\Rightarrow \left\{{}_F^{B}R,{}^{B}R{}_{F{\rm O}RG}\right\}$(21)

式中:${}_F^B$R=I (22)

因此有:

BPMi=${}_{{\rm M}}^B$RMPMi+0 (24)

BPFi=${}_F^B$RFPFi+BPPORG=${}_F^B$RFPFi+BPFi (25)

以得到: li=‖BPFi-BPMi‖ (26)

具体表达式如下:

可求得:BPMi,x=MPMi,x·cα-MPMi,y·sα (28)

BPMi,y=MPMi,x·sα+MPMi,y·cα (29)

同理有: BPFi,x=FPFi,x+BPF1,x (30)

BPFi,y=FPFi,x+BPF1,y (31)

所以有:$l{}_i=\sqrt{\left({}^B{\rm P}{}_{Fi,x}-{}^B{\rm P}{}_{{\rm M}i,x}\right){}^2+\left({}^B{\rm P}{}_{Fi,y}-{}^B{\rm P}{}_{{\rm M}i,y}\right){}^2}(32)$

因此,若已知α,下平台连体坐标系坐标原点在{B}中的坐标值BPFRoG和动平台Mi各点在{B}中的坐标值可求出各个电动缸的长度,反解得以求出。

4 运动平台正反解分析

4.1 正反解问题的解法选择

由于本文讨论的五自由度混联机构的复杂性,从而该机构位置正反解的数学模型是比一般线性方程组复杂的非线性方程组。因此,对这种机构位置正反解的数学模型进行解法分析[5]是有必要的,通过以往对位姿正反解的研究成果的了解,这种复杂数学模型的解法主要有两种:

1) 解析法:解析法从一组约束方程中通过消元除去未知变量,可以得到单变量的多项式方程。末端执行器的所有位姿的可能包含了该一元多项式方程的实根。但是解析法不能明确地看出变量的数量关系、不够直观。

2) 数值法:数值法的数学模型比较简单,如果要求有一个实解,有好的初值的多数情况下,直接用非线性方程的求解算法,避免了繁琐的数学推导,计算速度比较快。

对于复杂的非线性方程组的求解[6,7],大多数采用数值的方法,即通过特定的算法,利用计算机对方程组求解,求得方程组的数值解。如果采用直接消元法,即使可以得到一个变量的单个方程,但是会出现大量增根和数值不稳定的情况,因此一般不采用直接法求解。本文用数值解法的基本过程是根据混联机构先建立数学模型、讨论数值计算方法、程序设计、上机计算出结果。

本文采用修正牛顿迭代法对五自由度混联机构的并联部分正反解方程组的求解实现以上的算法,并求得并联与串联部分的关系。应用Matlab[8]软件编制程序来求解本文所分析的五自由度混联机构的位置正反解方程组[9]。通过定义机构初始参数,确定计算机位置正反解函数,进入修正牛顿迭代计算,确定正反解函数的Jacobi矩阵[10,11]等过程对计算进行了功能模块化。计算机就可以进行规定次数的迭代,并输出每一次迭代后的数值,最终得到理想的数值。

4.2 机构数值解法实例

为了验证以上程序,本节给出了对五自由度混联机构在风洞试验中末端模型位姿的实例,当风洞模拟实验平台做振幅是30°,支撑角是35°时的俯仰运动及振幅为20°,俯仰角度是10°的偏航运动时候各个电动缸的长度值如表1所示。

5 结语

本文介绍了风洞试验虚拟样机的运动原理,并将混联机构用于风洞试验,实现了飞行器在风洞中多自由度的运动,突破了以往运动试验装置只能实现一个或两个自由度的限制。这里分析的五自由度混联机构是根据得到的混联机构的位置正反解的方程组,将并联和串联的运动分析巧妙的结合起来以求得末端执行器的位姿与电动缸各支链长度的变化关系。在修正牛顿迭代法的基础上利用了Matlab数学工具对其运算的过程进行编程,最后得到需要的数据。这种方法简化了试验模型的运动分析,是机构运动学分析的一个突破。

摘要：风洞实验平台要在动态模拟飞行实验的同时实现闭环实时控制,首先需要解决的是并联机构正反解问题,其次是并联部分与串联部分的耦合关系。在混联机构运动分析的基础上,可以进一步分析机构的动力学特性。在牛顿修正迭代法的基础上,利用Matlab数学工具,建立机构的正反解模型,并通过改变混联机构的位置参数,可以得到并联部分相应的位置正反解,并推出并联与串联之间的配合关系的方程组,将并联部分和串联部分统一起来。

关键词：风洞试验,混联机构,正反解,统一

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