摘要：设计了舵面颤振试验装置，在亚跨超风洞中对展弦比2．0的NACA0012矩形舵面开展了颤振试验研究。试验马赫数范围为0．3～0．75。试验采用直接观测法获得舵面在不同质量特性条件下的亚声速和接近跨声速的颤振特性。同时还采用亚临界数据分析方法对试验的扭转应变信号进行了离线分析，即通过采用ARMA方法识别扭转应变信号的阻尼和频率，并通过阻尼外插得到颤振临界动压值。研究结果表明：该试验装置可以用于在现有亚跨超风洞中开展舵面颤振问题研究。当采集的亚临界信号为典型指数衰减信号时，以ARMA方法为基础的亚临界颤振试验技术可以稳定地识别出信号阻尼和频率，并较为准确地获得舵面的颤振临界动压、颤振频率等颤振参数。

摘要：颤振试验技术是研究飞行器颤振特性、评估安全飞行包络线的一项重要试验技术。为了满足颤振试验需要的定马赫数阶梯变速压和定总压线性变马赫数的试验要求,结合2.4m跨声速风洞的特点,有针对性地进行了控制策略设计。主要采用运动规律法和智能分段变PI实现变速压智能控制,应用运动函数实现了线性变马赫数智能控制。结果表明:该流场控制技术满足颤振试验的特殊要求,取得了流场调节过程快速、准确、可靠的试验效果。

摘要：为适应日益增多的低速风洞全模颤振试验的需要,发展颤振试验技术,在气动中心低速所3.2m风洞建立了一套通用的悬挂支撑系统。该悬挂系统分为垂直和水平两部分,水平悬挂系统由水平钢索装置和张紧机构组成。系统可提供模型沉浮、俯仰、横侧向、偏航和滚转5个方向的自由度;可单独改变模型某一方向的自由度而不影响其它方向的自由度;可确保模型上下、左右、前后位置都处于试验段正中心;可方便地调整模型的迎角和滚转角。对采用该悬挂系统的颤振模型,文中提供了技术要求和参数选择方法。采用同一颤振模型在3.2m风洞与TsAGI的T-103风洞进行了对比试验,得到的颤振临界速度、频率基本一致,证明该套悬挂系统设计合理,可以应用于低速全模颤振试验。

摘要：测量高超声速风洞试验中模型颤振数据对飞行器安全设计至关重要,接触式传感器测量存在精度低、使用不便等缺点。本文采用非接触式立体视觉三维测量技术,测量试验过程中模型表面关键点的振动变形,为模型颤振分析提供基础数据。为了克服试验过程中试验段内的气压从真空到常压交替变化引起的强烈振动,通过设计视觉测量系统密封装置与气浮减振器,将视觉三维测量装备放置到Φ1 m高超声速风洞试验段内,并提出基于模型关键点与系统参数同时求解的系统参数自校准算法,消除试验段环境振动引起的测量误差。试验结果表明:在测量范围为1 m×1 m×1 m、相机分辨率为1 000×1 000 pixel时,系统的测量精度优于0.1 mm,满足高超声速风洞试验模型颤振的测量需求。

摘要：为研究带舵机状态的全尺寸舵超声速颤振特性,设计了基于FD-12暂冲式亚跨超三声速风洞的舵面气动弹性试验平台,并采用亚临界颤振试验方法,开展全尺寸舵面安装在真实舵机舱状态下的实物颤振特性研究。试验中,马赫数Ma=1.5,采用固定马赫数连续变动压的风洞开车方式,应用3种亚临界颤振边界预测方法计算颤振边界。对加速度传感器测量得到的舵面振动响应数据进行颤振边界预测。结果表明:采用Houbolt-Rainey、Peak-Hold、Zim-erman-Weissenburger方法预测得到的颤振动压分别为0.070、0.072、0.073 MPa,三者基本一致。

摘要：为了研究钝前缘翼面的高超声速颤振特性,获得典型翼面高超声速颤振参数以校验非定常气动力和CFD计算,采用具有简单结构动力学特性的钝前缘梯形翼模型,在中国航天空气动力技术研究院FD-07高超声速风洞进行了高超声速风洞颤振试验研究.模型为9 mm厚钝前缘梯形平板翼,采用夹层设计:中间层为钢板,提供模型主要刚度和质量特性;两侧为泡沫,起维形作用.试验模型采用悬臂支撑安装于风洞试验段,试验Mach数分别为4.95和5.95.试验固定Mach数,通过缓慢增加动压以使模型达到颤振临界点,采用小波时频谱分析时域响应,结果显示试验模型发生了弯扭耦合经典颤振.试验采用直接观测法获得了颤振动压、颤振频率和对应的试验密度、总温等颤振相关参数.采用壳单元建立了结构有限元模型,并采用统一升力面理论对模型进行了颤振计算分析,研究了气流密度、结构阻尼、Mach数对颤振计算的影响,并对试验结果与理论计算的偏差进行了讨论.分析认为,计算气流密度、计算结构阻尼、结构建模偏差、试验结果散布特性等因素均会构成计算值和试验值之间的偏差,但即便在计算中考虑上述因素,计算结果与试验值仍存在较大偏差.

摘要：为降低模型和风洞设备的损坏率 ,用随机激励和频响函数分析法 ,测定进入颤振临界点之前舵面颤振试验模型在不同风洞气流动压下的模态频率和阻尼比 ,由阻尼外推法或稳定参数法确定颤振临界动压。数次进入颤振状态的试验结果证明 。

摘要：相对于阶梯变速压颤振试验,连续变速压颤振试验具备更高的可靠性和效率,可以为先进飞行器的颤振边界预测及颤振特性分析提供更为安全可靠的技术支撑。为实现定马赫数连续变速压颤振试验技术,设计了连续变速压流场控制系统,通过引入解耦控制与专家PID控制优化了控制效果。风洞验证试验结果表明,该系统具有良好的控制效果,可满足定马赫数连续变速压流颤振试验对风洞流场控制指标的要求。

摘要：近日，由中国航天科技集团公司十一院1所设计的高超声速颤振试验完成了首次吹风试验。这是我国首次开展的高超声速风洞颤振试验，填补了国内相关技术的空白，结束了国外对此类试验技术长达60多年的垄断。此次试验对于我国新型高超声速飞行器设计研究、特种试验技术发展具有重要意义。

摘要：近日，由中国航天科技集团公司十一院设计的高超声速颤振试验完成了首次吹风试验。这是我国首次开展的高超声速风洞颤振试验，填补了国内相关技术的空白，结束了国外对此类试验技术长达60多年的垄断。此次试验对于我国新型高超声速飞行器设计研究、特种试验技术发展具有重要意义。