摘要：介绍了中国航天空气动力技术研究院FD-09低速风洞利用YF-16标模作为研究对象开发的一种推力矢量试验系统,系统利用中压气源提供的最大2.0MPa压缩空气,通过通气管路和推力矢量管道由模型尾喷管排出,用于模拟飞机喷流对全机气动特性的影响。推力矢量试验系统充分利用现有的大迎角机构预弯支杆作为模型支撑装置和引气管路,使同一次车次的试验迎角范围能够达到-6°~90°,同时极大降低管路压力损失,使得喷口最大落压比NPR超过5,并且能够实现模型腹部支撑和背部支撑两种形式的相互转换。试验采用六分量常规测力天平和推力矢量传感器以及总压传感器等,测量得到了推力矢量喷流对全机气动性能的影响以及喷管的气动性能。主要介绍整个系统布局、推力矢量管路的优化设计、测试设备以及两套喷管的典型试验结果。推力矢量试验系统在经过支撑干扰修正、喷流状态下传感器校准、压力管路化等方面做进一步的深入研究之后,将形成试验能力。

摘要：为了在风洞中发展新型的腹支撑方式,基于FD-09风洞现有的下大迎角机构,设计研制了一套新型的单点腹支撑系统。单点腹支撑系统具有系统简便实用、模型设计简单、支撑干扰相对稳定等特点。在地面效应试验中使用布置光栅尺位移传感器的新方法取代了传统的测量方法,大大提高了控制精度和试验效率。风洞试验表明:单点腹支撑系统的试验重复性精度较高,部分指标已经接近国军标的先进指标;单点腹支撑系统的支杆干扰量是稳定的,并且对大部分气动分量的干扰量是小量;与双点腹支撑系统比较而言,单点腹支撑系统具有支杆干扰较小的优势。

摘要：为了提高FD-09风洞的试验风速,在其试验段内设计安装了一套收缩型二元试验段插件;建立了宽3m、高2m的水平二元试验段;通过风速校测试验分析了二元试验段的最大风速、静压等性能。结果表明:空风洞最大风速由100m/s提高到了115m/s,并与理论计算结果吻合较好,两者相差仅约0.2m/s,说明插件的设计是成功的;二元试验段风速提高时,试验段洞壁也将受到非常大的外压,风速为115m/s时试验段洞壁承受4.8kPa外压,这将会影响试验段洞壁的结构安全,因此设计时需要考虑试验段洞壁的结构强度;此外,将插件成功应用于高速列车受电弓等风洞试验,扩展了FD-09风洞的高风速试验能力。

摘要：柔性梁的刚度性能影响风洞盒式应变天平的精准度,是发动机试验台测力试验数据精确可靠的重要保证,而柔性铰链更是柔性梁设计的关键所在。首先,借助有限元分析方法对四种典型柔性铰链进行计算分析,优选出综合刚性最好的柔性铰链形式;其次,基于选择的柔性铰链形式,研究三个关键结构参数对铰链刚度的影响;最后,设计五种不同厚度的柔性梁进行有限元分析,并加工实物模型进行加载试验验证。结果表明:铰链宽度b=40mm、半径R=5mm、最小厚度t=4mm时双圆弧柔性梁的综合刚度最好,且侧向柔度大,轴向刚度优;有限元计算值和试验值吻合良好,误差小于5%,表明将有限元方法运用于柔性梁的设计优化是可行、可靠的。

摘要：为降低转向节锻件的折叠缺陷和成形载荷,实现金属的合理分配,以复杂等级为S级的汽车转向节为研究对象,采用自由锻制坯(镦粗—杆部拔长—压扁)—预锻—终锻的成形工艺方案,利用Deform-3D软件对成形过程开展数值模拟,并通过实验验证,研究成形过程中的金属流动规律、等效应力等效应变分布以及载荷变化规律。结果表明:镦粗上模中部设计为圆弧形对金属起到了良好的分配作用,减少了预锻头部飞边以及折叠的缺陷。镦粗上模的圆弧半径为150 mm时,鼓形表面的损伤峰值最小。采用圆弧形镦粗上模和自由锻制坯—预锻—终锻的锻造成形方法,模拟获取的锻件无明显的成形缺陷,为转向节锻件的实际生产提供了理论指导。