摘要：为在FL-10风洞准确获得螺旋桨缩比模型拉力系数与试验风速、螺旋桨转速、桨叶角及螺旋桨效率的对应关系,本文简要介绍了涡轮空气马达驱动的单独螺旋桨试验系统,设计了高精度流量控制装置、螺旋桨驱动及传动机构、螺旋桨、旋转轴天平,在FL-9风洞进行了测试,测试结果表明,FL-10风洞的涡轮空气马达单独螺旋桨试验系统的核心结构设计合理,运行可靠,有效拓展了FL-10风洞在该领域的试验能力。

摘要：离心叶轮叶片在高速旋转时容易因裂纹扩展出现断裂破坏。由于叶片几何形状和载荷均很复杂,采用公式法计算I型裂纹的应力强度因子不可避免地存在着误差。扩展有限元法分析应力强度因子虽精度较好,但一般要花费大量的计算时间且有时收敛困难。首先基于ABAQUS软件扩展有限元法模块,仿真分析了不同的裂纹起始位置和裂纹长度下的叶片裂纹尖端应力强度因子,得到其与裂纹长度和起始位置的关系。接下来,基于断裂力学理论知识,检验了公式法估算应力强度因子的准确度。最后,以扩展有限元法的仿真结果为训练数据,以叶片裂纹位置和裂纹长度为输入参数,建立了裂纹尖端应力强度因子的多层反向传播人工神经网络(back propagation artificial neural network, BP-ANN)。算例表明,BP-ANN的预测精度优于公式法,并可有效减少扩展有限元法的仿真次数,推进断裂力学在离心叶轮可靠性设计中的应用。

摘要：针对目前风洞铰链力矩实验中的一种三分量片式结构铰链力矩天平没有轴向力测量元件的不足,提出一种切实可行的四分量片式结构铰链力矩天平设计方案,进行了物理样机的研制,应用于某模型升降舵风洞铰链力矩实验中。实验结果与理论分析获得了良好的一致性,在舵面偏角为21°时,由忽略轴向力测量带来的舵面法向力系数相对误差百分比为14.7%,舵面弦向压心位置相对误差百分比为17.2%。

摘要：螺旋桨滑流带来的复杂气动力影响目前只能在风洞试验中获得,为了准确测量气动力从而获得螺旋桨滑流的影响量,使用旋转轴天平直接与螺旋桨相连并高速同步旋转进行风洞试验;对旋转轴天平的试验原理、数据处理方法进行了深入研究,设计开发了风洞旋转轴天平信号处理系统;综合考虑了信号衰减、电磁环境等干扰问题,通过时钟背板触发启动采集,保证了信号采集的同步性,系统整体处理精度等指标都满足试验技术要求;还创新性地开发出了风洞动态数据连续测量技术,大幅提高了试验效率;经过多次风洞试验测试,实现了对旋转轴天平信号的调理、采集和处理功能,为高效率、低噪声的先进螺旋桨设计和涡桨飞机气动噪声设计提供了技术支持。

摘要：为准确评判飞机螺旋桨的性能及其在全机模型下的综合影响气动力,通过高速旋转轴天平风洞实验,测量某飞机螺旋桨气动力及全机气动影响。结果表明,数据采集方法能够获得可靠、稳定且快速响应的旋转轴天平载荷数据。在相同雷诺数下,随着拉力系数增加,螺旋桨滑流的存在,增加了滑流区机翼附面层能量,可有效抵抗机翼后缘逆压梯度,从而推迟失速迎角,提高模型最大升力系数;但滑流的存在,也增加平尾的下洗角,降低飞机的纵向稳定性。该研究可为飞机设计研制提供重要有效数据保障。