CN114878132A - 一种强迫振荡动导数试验空气阻尼测量及修正方法 - Google Patents

一种强迫振荡动导数试验空气阻尼测量及修正方法 Download PDF

Info

Publication number
CN114878132A
CN114878132A CN202210534690.3A CN202210534690A CN114878132A CN 114878132 A CN114878132 A CN 114878132A CN 202210534690 A CN202210534690 A CN 202210534690A CN 114878132 A CN114878132 A CN 114878132A
Authority
CN
China
Prior art keywords
model
test
air damping
formula
load
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202210534690.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114878132B (zh
Inventor
陈昊
卜忱
冯帅
谭浩
吕红
秦望舒
牟伟强
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AVIC Aerodynamics Research Institute
Original Assignee
AVIC Aerodynamics Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AVIC Aerodynamics Research Institute filed Critical AVIC Aerodynamics Research Institute
Priority to CN202210534690.3A priority Critical patent/CN114878132B/zh
Publication of CN114878132A publication Critical patent/CN114878132A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114878132B publication Critical patent/CN114878132B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/08—Aerodynamic models
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明公开一种强迫振荡动导数试验空气阻尼测量及修正方法，如下：在风洞试验之前引入地面试验，模型分别在常压环境和低压环境下进行强迫振荡运动，两者数据分别进行相关滤波后相减，并进行无量纲处理可得到空气阻尼数据。风洞试验过程中，固定试验风速环境下数据与静止空气环境下数据分别进行相关滤波后相减，并进行无量纲处理可得到动导数基础数据，经过地面的空气阻尼修正得到动导数最终数据。本发明测量的空气阻尼准度高，可进行动导数所有运动状态的空气阻尼测量，并且可满足不同尺寸模型的空气阻尼测量需求，具有效率高、通用性好的特点，有助于提高动导数试验数据的准度。

Description

一种强迫振荡动导数试验空气阻尼测量及修正方法
技术领域
本发明属于风洞动导数试验技术领域，涉及一种强迫振荡动导数试验空气阻尼测量及修正方法。
背景技术
动导数是飞行器研制过程中的重要气动参数之一，是飞行器本体稳定性评估、操纵特性分析及控制律设计的重要依据。基于风洞环境的强迫振荡动导数试验是获取动导数的最主要手段，其试验原理是在风洞的稳定流场条件下，依靠驱动装置带动试验模型进行谐波振荡运动，利用天平对模型运动过程中的载荷进行测量，扣除模型的惯性载荷，并且进行数据的相关滤波处理及无量纲化处理，最终得到动导数数据。在国内外现阶段的动导数试验技术中，都是在常压静止大气环境下进行惯性载荷的测量，存在由于模型相对大气的运动而产生的空气阻尼干扰问题，直接影响最终的动导数试验结果的准度。而目前大量先进布局在飞行器研制中的应用、电传操纵方式及先进控制律设计方法的使用，对高准度动导数试验数据提出了明确的需求，必须对上述空气阻尼的影响进行测量并建立修正方法。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供一种强迫振荡动导数试验空气阻尼测量及修正方法，在风洞试验之前引入地面试验，模型分别在常压环境和低压环境下进行强迫振荡运动，得到空气阻尼数据并对风洞试验中的数据进行修正。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案包含如下步骤：一种强迫振荡动导数试验空气阻尼测量及修正方法，如下：
步骤一：在试验过程中，飞行器模型通过运动驱动装置的作用进行单自由度的强迫谐波振荡运动，模型的斯特劳哈尔数Sr要与真机的相等，其中，升沉的振荡动导数试验，运动表达为：
θ＝θ0sin(ωm·t) (1)
Figure BDA0003646982600000011
Figure BDA0003646982600000012
Figure BDA0003646982600000021
ωm＝2πf (5)
式中，θ为运动角度，θ0为振幅，ωm为模型振荡运动角速度，t为时间，Δα为模型迎角增量，
Figure BDA0003646982600000022
为模型迎角角速度，cm为模型特征尺寸，Vm为模型试验风速，ωz为真机运动角速度，cz为真机特征尺寸，Vz为真机飞行速度；
步骤二：在地面密封设施试验过程中，模型分别在低压环境下和常压环境下，按照式(1)进行振荡运动，六分量天平测量得到N个运动周期下模型的载荷电信号，经过天平公式迭代获得模型的载荷，包括：
低压环境下得到的惯性载荷：法向力Ng、轴向力Ag、俯仰力矩mg、偏航力矩ng、滚转力矩lg和横向力Yg，采用傅里叶公式进行表达，其法向力能够表达为：
Figure BDA0003646982600000023
式中，δ为相位，下角标中的0代表该项为常数项，下角标1代表该项为1阶项，下角标n代表该项为高阶项；
常压环境下得到的载荷：法向力Nc、轴向力Ac、俯仰力矩mc、偏航力矩nc、滚转力矩lc和横向力Yc，采用傅里叶公式进行表达，其法向力能够表达为：
Figure BDA0003646982600000024
常压下的载荷包含低压环境下得到的惯性载荷和空气阻尼载荷，其中，空气阻尼载荷：法向力Nk、轴向力Ak、俯仰力矩mk、偏航力矩nk、滚转力矩lk和横向力Yk，其法向力能够表达为：
Figure BDA0003646982600000025
Nc(t)＝Ng(t)+Nk(t) (9)
步骤三：在风洞试验过程中，模型分别在静止空气环境下和固定试验风速Vm环境下，按照式(1)进行振荡运动，六分量天平测量得到N个运动周期下模型的载荷电信号，经过天平公式迭代获得模型的载荷，包括：
静止空气环境下的载荷：法向力Nw、轴向力Aw、俯仰力矩mw、偏航力矩nw、滚转力矩lw和横向力Yw；
固定试验风速环境下的载荷：法向力Ny、轴向力Ay、俯仰力矩my、偏航力矩ny、滚转力矩ly和横向力Yy；
气动载荷：法向力Nq、轴向力Aq、俯仰力矩mq、偏航力矩nq、滚转力矩lq和横向力Yq,
以法向力，以上载荷能够表达为：
Figure BDA0003646982600000031
Figure BDA0003646982600000032
Figure BDA0003646982600000033
Nw(t)＝Ng(t)+Nk(t) (13)
Ny(t)＝Ng(t)+Nq(t) (14)
气动载荷建立数学模型如下：
Figure BDA0003646982600000034
式中，Nq0为法向力常数项，N′α为法向力对迎角的导数，N′α为法向力对迎角角速度的导数；
步骤四：在数据处理过程中进行相关滤波，将式(6)～(8)代入式(9)，对公式两边分别与sinωmt相乘，在N个周期内积分并求平均值，得到：
Nk1cosδk1＝Nc1cosδc1-Ng1cosδg1 (16)
将式(12)、(15)展开、通过对应项系数相等并对气动力系数及角速度进行无量纲处理，得到：
Figure BDA0003646982600000041
式中，
Figure BDA0003646982600000042
为法向力系数对迎角角速度的动导数，Qm为试验速压，s为模型参考面积、cA为模型平均气动弦长；
同样，对式(16)进行无量纲处理，得到空气阻尼为：
Figure BDA0003646982600000043
式中，
Figure BDA0003646982600000044
为升沉振荡法向力系数的空气阻尼；
将式(10)～(13)代入式(14)，对公式两边分别与sinωmt相乘，在N个周期内积分并求平均值，得到：
Nq1cosδq1＝Ny1cosδy1-Nw1cosδw1+Nk1cosδk1 (19)
将式(16)、(18)、(19)代入式(17)中，得到动导数的最终公式为：
Figure BDA0003646982600000045
式中，
Figure BDA0003646982600000046
为风洞试验过程中得到的基础数据，
Figure BDA0003646982600000047
是对风洞试验数据的修正量，为地面密封设施试验过程中得到的空气阻尼数据；
对于其它五元气动载荷的处理方法与法向力相同。
进一步的，模型在地面密封设施低压环境下进行试验过程中，设施内的大气压力低于200Pa，试验模型与密封设施的内壁距离超过0.5m。
进一步的，模型强迫振荡运动的振幅控制误差不超过3％，频率控制误差不超过1％，原始数据采集周期N不低于15。
对俯仰、偏航、滚转和侧移的振荡动导数试验的空气阻尼测量及修正也采用如上所述的方法。
本发明的有益效果及优点：本发明采用动导数试验系统驱动模型，按照统一的振幅和频率进行多周期的振荡运动，六分量天平测量得到电信号经过天平公式迭代处理得到模型载荷，并分别进行相关滤波处理。地面试验阶段中的常压环境下数据与低压环境下数据相减，并进行无量纲处理即可得到模型的空气阻尼。风洞试验阶段中，固定试验风速环境下的数据与静止空气环境下的数据分别进行相关滤波处理后相减，并进行无量纲处理得到动导数基础数据，经过地面的空气阻尼修正得到动导数最终数据。本发明测量的空气阻尼准度高，可进行动导数所有运动状态的空气阻尼测量，并且可满足不同尺寸模型的空气阻尼测量需求，具有效率高、通用性好的特点，有助于提高动导数试验数据的准度。
附图说明
图1为本发明总体流程示意图。
具体实施方式
下面根据说明书附图举例对本发明做进一步的说明：
实施例1
如图1所示，首先进行地面试验，模型在地面密封设施低压环境下进行试验过程中，试验模型分别在密封常压环境和低压环境下进行谐波运动，设施内的大气压力低于200Pa，试验模型与密封设施的内壁距离超过0.5m，模型强迫振荡运动的振幅控制误差不超过3％，频率控制误差不超过1％，原始数据采集周期N不低于15，对采集到的天平信号分别进行迭代、相关滤波并两者相减、无量纲处理，可得到模型的空气阻尼，也是后续的修正量。其次进行风洞试验，试验模型分别在风洞固定风速环境和静止空气环境下进行谐波运动，采取地面试验中相同的数据处理过程得到动导数基础数据。最后采用空气阻尼数据对动导数基础数据进行相加修正，即可得到动导数最终数据。
一种强迫振荡动导数试验空气阻尼测量及修正方法，具体步骤如下：
步骤一：在试验过程中，飞行器模型通过运动驱动装置的作用进行单自由度的强迫谐波振荡运动，模型的斯特劳哈尔数Sr要与真机的相等，其中，升沉的振荡动导数试验，运动表达为：
θ＝θ0sin(ωm·t) (1)
Figure BDA0003646982600000061
Figure BDA0003646982600000062
Figure BDA0003646982600000063
ωm＝2πf (5)
式中，θ为运动角度，θ0为振幅，ωm为模型振荡运动角速度，t为时间，Δα为模型迎角增量，
Figure BDA0003646982600000064
为模型迎角角速度，cm为模型特征尺寸，Vm为模型试验风速，ωz为真机运动角速度，cz为真机特征尺寸，Vz为真机飞行速度；
步骤二：在地面密封设施试验过程中，模型分别在低压环境下和常压环境下，按照式(1)进行振荡运动，六分量天平测量得到N个运动周期下模型的载荷电信号，经过天平公式迭代获得模型的载荷，包括：
低压环境下得到的惯性载荷：法向力Ng、轴向力Ag、俯仰力矩mg、偏航力矩ng、滚转力矩lg和横向力Yg，采用傅里叶公式进行表达，其法向力能够表达为：
Figure BDA0003646982600000065
式中，δ为相位，下角标中的0代表该项为常数项，下角标1代表该项为1阶项，下角标n代表该项为高阶项；
常压环境下得到的载荷：法向力Nc、轴向力Ac、俯仰力矩mc、偏航力矩nc、滚转力矩lc和横向力Yc，采用傅里叶公式进行表达，其法向力能够表达为：
Figure BDA0003646982600000066
常压下的载荷包含低压环境下得到的惯性载荷和空气阻尼载荷，其中，空气阻尼载荷：法向力Nk、轴向力Ak、俯仰力矩mk、偏航力矩nk、滚转力矩lk和横向力Yk，其法向力能够表达为：
Figure BDA0003646982600000071
Nc(t)＝Ng(t)+Nk(t) (9)
步骤三：在风洞试验过程中，模型分别在静止空气环境下和固定试验风速Vm环境下，按照式(1)进行振荡运动，六分量天平测量得到N个运动周期下模型的载荷电信号，经过天平公式迭代获得模型的载荷，包括：
静止空气环境下的载荷：法向力Nw、轴向力Aw、俯仰力矩mw、偏航力矩nw、滚转力矩lw和横向力Yw；
固定试验风速环境下的载荷：法向力Ny、轴向力Ay、俯仰力矩my、偏航力矩ny、滚转力矩ly和横向力Yy；
气动载荷：法向力Nq、轴向力Aq、俯仰力矩mq、偏航力矩nq、滚转力矩lq和横向力Yq,
以法向力，以上载荷能够表达为：
Figure BDA0003646982600000072
Figure BDA0003646982600000073
Figure BDA0003646982600000074
Nw(t)＝Ng(t)+Nk(t) (13)
Ny(t)＝Ng(t)+Nq(t) (14)
气动载荷建立数学模型如下：
Figure BDA0003646982600000075
式中，Nq0为法向力常数项，N′α为法向力对迎角的导数，
Figure BDA0003646982600000081
为法向力对迎角角速度的导数；
步骤四：在数据处理过程中进行相关滤波，将式(6)～(8)代入式(9)，对公式两边分别与sinωmt相乘，在N个周期内积分并求平均值，得到：
Nk1cosδk1＝Nc1cosδc1-Ng1cosδg1 (16)
将式(12)、(15)展开、通过对应项系数相等并对气动力系数及角速度进行无量纲处理，得到：
Figure BDA0003646982600000082
式中，
Figure BDA0003646982600000083
为法向力系数对迎角角速度的动导数，Qm为试验速压，s为模型参考面积、cA为模型平均气动弦长；
同样，对式(16)进行无量纲处理，得到空气阻尼为：
Figure BDA0003646982600000084
式中，
Figure BDA0003646982600000085
为升沉振荡法向力系数的空气阻尼；
将式(10)～(13)代入式(14)，对公式两边分别与sinωmt相乘，在N个周期内积分并求平均值，得到：
Nq1cosδq1＝Ny1cosδy1-Nw1cosδw1+Nk1cosδk1 (19)
将式(16)、(18)、(19)代入式(17)中，得到动导数的最终公式为：
Figure BDA0003646982600000086
式中，
Figure BDA0003646982600000087
为风洞试验过程中得到的基础数据，
Figure BDA0003646982600000088
是对风洞试验数据的修正量，为地面密封设施试验过程中得到的空气阻尼数据；对于其它五元气动载荷的处理方法与法向力相同。
对于俯仰、偏航、滚转和侧移的振荡动导数试验的空气阻尼测量及修正方法，也按照如上实施例的方法进行。

Claims (4)

1.一种强迫振荡动导数试验空气阻尼测量及修正方法，其特征在于，方法如下：
步骤一：在试验过程中，飞行器模型通过运动驱动装置的作用进行单自由度的强迫谐波振荡运动，模型的斯特劳哈尔数Sr要与真机的相等，其中，升沉的振荡动导数试验，运动表达为：
θ＝θ0sin(ωm·t) (1)
Figure FDA0003646982590000011
Figure FDA0003646982590000012
Figure FDA0003646982590000013
ωm＝2πf (5)
式中，θ为运动角度，θ0为振幅，ωm为模型振荡运动角速度，t为时间，Δα为模型迎角增量，
Figure FDA0003646982590000014
为模型迎角角速度，cm为模型特征尺寸，Vm为模型试验风速，ωz为真机运动角速度，cz为真机特征尺寸，Vz为真机飞行速度；
步骤二：在地面密封设施试验过程中，模型分别在低压环境下和常压环境下，按照式(1)进行振荡运动，六分量天平测量得到N个运动周期下模型的载荷电信号，经过天平公式迭代获得模型的载荷，包括：
低压环境下得到的惯性载荷：法向力Ng、轴向力Ag、俯仰力矩mg、偏航力矩ng、滚转力矩lg和横向力Yg，采用傅里叶公式进行表达，其法向力能够表达为：
Figure FDA0003646982590000015
式中，δ为相位，下角标中的0代表该项为常数项，下角标1代表该项为1阶项，下角标n代表该项为高阶项；
常压环境下得到的载荷：法向力Nc、轴向力Ac、俯仰力矩mc、偏航力矩nc、滚转力矩lc和横向力Yc，采用傅里叶公式进行表达，其法向力能够表达为：
Figure FDA0003646982590000021
常压下的载荷包含低压环境下得到的惯性载荷和空气阻尼载荷，其中，空气阻尼载荷：法向力Nk、轴向力Ak、俯仰力矩mk、偏航力矩nk、滚转力矩lk和横向力Yk，其法向力能够表达为：
Figure FDA0003646982590000022
Nc(t)＝Ng(t)+Nk(t) (9)
步骤三：在风洞试验过程中，模型分别在静止空气环境下和固定试验风速Vm环境下，按照式(1)进行振荡运动，六分量天平测量得到N个运动周期下模型的载荷电信号，经过天平公式迭代获得模型的载荷，包括：
静止空气环境下的载荷：法向力Nw、轴向力Aw、俯仰力矩mw、偏航力矩nw、滚转力矩lw和横向力Yw；
固定试验风速环境下的载荷：法向力Ny、轴向力Ay、俯仰力矩my、偏航力矩ny、滚转力矩ly和横向力Yy；
气动载荷：法向力Nq、轴向力Aq、俯仰力矩mq、偏航力矩nq、滚转力矩lq和横向力Yq,
以法向力，以上载荷能够表达为：
Figure FDA0003646982590000023
Figure FDA0003646982590000024
Figure FDA0003646982590000025
Nw(t)＝Ng(t)+Nk(t) (13)
Ny(t)＝Ng(t)+Nq(t) (14)
气动载荷建立数学模型如下：
Figure FDA0003646982590000031
式中，Nq0为法向力常数项，N′α为法向力对迎角的导数，
Figure FDA0003646982590000032
为法向力对迎角角速度的导数；
步骤四：在数据处理过程中进行相关滤波，将式(6)～(8)代入式(9)，对公式两边分别与sinωmt相乘，在N个周期内积分并求平均值，得到：
Nk1cosδk1＝Nc1cosδc1-Ng1cosδg1 (16)
将式(12)、(15)展开、通过对应项系数相等并对气动力系数及角速度进行无量纲处理，得到：
Figure FDA0003646982590000033
式中，
Figure FDA0003646982590000034
为法向力系数对迎角角速度的动导数，Qm为试验速压，s为模型参考面积、cA为模型平均气动弦长；
同样，对式(16)进行无量纲处理，得到空气阻尼为：
Figure FDA0003646982590000035
式中，
Figure FDA0003646982590000036
为升沉振荡法向力系数的空气阻尼；
将式(10)～(13)代入式(14)，对公式两边分别与sinωmt相乘，在N个周期内积分并求平均值，得到：
Nq1cosδq1＝Ny1cosδy1-Nw1cosδw1+Nk1cosδk1 (19)
将式(16)、(18)、(19)代入式(17)中，得到动导数的最终公式为：
Figure FDA0003646982590000037
式中，
Figure FDA0003646982590000038
为风洞试验过程中得到的基础数据，
Figure FDA0003646982590000039
是对风洞试验数据的修正量，为地面密封设施试验过程中得到的空气阻尼数据；
对于其它五元气动载荷的处理方法与法向力相同。
2.根据权利要求1所述的一种强迫振荡动导数试验空气阻尼测量及修正方法，其特征在于：模型在地面密封设施低压环境下进行试验过程中，设施内的大气压力低于200Pa，试验模型与密封设施的内壁距离超过0.5m。
3.根据权利要求2所述的一种强迫振荡动导数试验空气阻尼测量及修正方法，其特征在于：模型强迫振荡运动的振幅控制误差不超过3％，频率控制误差不超过1％，原始数据采集周期N不低于15。
4.采用如权利要求1-3任一项所述的一种强迫振荡动导数试验空气阻尼测量及修正方法，对俯仰、偏航、滚转和侧移的振荡动导数试验的空气阻尼测量及修正。
CN202210534690.3A 2022-05-17 2022-05-17 一种强迫振荡动导数试验空气阻尼测量及修正方法 Active CN114878132B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210534690.3A CN114878132B (zh) 2022-05-17 2022-05-17 一种强迫振荡动导数试验空气阻尼测量及修正方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210534690.3A CN114878132B (zh) 2022-05-17 2022-05-17 一种强迫振荡动导数试验空气阻尼测量及修正方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114878132A true CN114878132A (zh) 2022-08-09
CN114878132B CN114878132B (zh) 2024-10-15

Family

ID=82675530

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210534690.3A Active CN114878132B (zh) 2022-05-17 2022-05-17 一种强迫振荡动导数试验空气阻尼测量及修正方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114878132B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117470528A (zh) * 2023-12-28 2024-01-30 中铁十六局集团第一工程有限公司 一种型钢混凝土结构的磁流变减震器的性能检测方法
CN118194774A (zh) * 2024-05-16 2024-06-14 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 用于飞行器动稳定性导数试验的减缩频率估算方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160109325A1 (en) * 2014-10-17 2016-04-21 Korea Institute Of Machinery & Materials Method for calculating damping based on fluid inertia effect and fatigue test method and apparatus using the same
US20170241862A1 (en) * 2016-02-19 2017-08-24 The Boeing Company Miniaturized tuned mass damper for application to high speed wind tunnel testing
CN112629805A (zh) * 2021-01-07 2021-04-09 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种风洞自由振荡试验的低阻尼俯仰动态支撑装置
CN114088330A (zh) * 2021-11-19 2022-02-25 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 一种纵向动导数低速风洞连续测量试验方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160109325A1 (en) * 2014-10-17 2016-04-21 Korea Institute Of Machinery & Materials Method for calculating damping based on fluid inertia effect and fatigue test method and apparatus using the same
US20170241862A1 (en) * 2016-02-19 2017-08-24 The Boeing Company Miniaturized tuned mass damper for application to high speed wind tunnel testing
CN112629805A (zh) * 2021-01-07 2021-04-09 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种风洞自由振荡试验的低阻尼俯仰动态支撑装置
CN114088330A (zh) * 2021-11-19 2022-02-25 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 一种纵向动导数低速风洞连续测量试验方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
杜希奇;卜忱;于彦泽;郑鑫杰;王学俭;: "低速风洞旋转流场下滚转振荡动导数试验技术研究", 实验流体力学, no. 04, 30 December 2005 (2005-12-30) *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117470528A (zh) * 2023-12-28 2024-01-30 中铁十六局集团第一工程有限公司 一种型钢混凝土结构的磁流变减震器的性能检测方法
CN117470528B (zh) * 2023-12-28 2024-03-26 中铁十六局集团第一工程有限公司 一种型钢混凝土结构的磁流变减震器的性能检测方法
CN118194774A (zh) * 2024-05-16 2024-06-14 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 用于飞行器动稳定性导数试验的减缩频率估算方法
CN118194774B (zh) * 2024-05-16 2024-07-23 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 用于飞行器动稳定性导数试验的减缩频率估算方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN114878132B (zh) 2024-10-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN114878132A (zh) 一种强迫振荡动导数试验空气阻尼测量及修正方法
CN105136423B (zh) 考虑摩擦力的自由振动动导数试验的数据分析方法
CN105136422B (zh) 风洞试验中修正飞行器模型侧滑弹性角的方法
CN102620892B (zh) 一种转动部件的动平衡测试方法
CN102538941B (zh) 常规天平测量风洞中悬臂支撑模型固有频率的装置及方法
CN106125548A (zh) 工业机器人动力学模型参数辨识方法
CN110501107B (zh) 一种基于六维力测试仪的航天器旋转载荷动平衡量测量方法
CN112595521B (zh) 车辆平顺性模拟测试方法
CN103234729B (zh) 风洞常规测力试验中气动刚度与气动阻尼的视频测量方法
CN114912301B (zh) 一种低速风洞全机模型测力试验数据处理与修正系统
Zhang et al. A flutter prediction method with low cost and low risk from test data
CN111428409A (zh) 用于机械非线性振动分析的非线性动力学方程求解方法及系统
CN110530639A (zh) 一种高速列车轴箱轴承故障诊断方法
CN105115690A (zh) 一种隔振器多向阻抗矩阵及刚度测试试验装置和试验方法
CN110542439A (zh) 基于三维气浮的惯性器件残余力矩测量装置及方法
Yeo et al. Loads correlation of a full-scale UH-60A airloads rotor in a wind tunnel
CN116593069A (zh) 一种小涵道比涡扇发动机露天基准推力性能试验方法
CN111634291A (zh) 减振器状态检测方法、装置、车辆和存储介质
CN110542440B (zh) 一种惯性器件残余力矩测量装置及方法
CN114993606A (zh) 一种非定常压力和气动力数据风洞试验结果处理方法
CN112883514B (zh) 一种环道加速加载装置连续动态轴载的预测方法
CN115033977A (zh) 一种基于神经网络技术的地面实测脉动压力参数辨识方法
CN108827509A (zh) 一种电动汽车的道路滑行阻力的计算方法和装置
CN103940576B (zh) 一种基于加速度信号近似熵的风洞试验天平的评估方法
CN105841658A (zh) 一种探针式轮廓仪形貌测量动态误差的控制方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant