飞行器的设计通常需以其模型在风洞试验中所获取的气动载荷为依据。对于大尺寸、大长径比的飞行器模型,其测试空间受限,常规支撑装置与测量方法难以满足风洞试验的尺寸与动态特性要求。针对上述问题,以压电传感器为核心测试元件,提出了一种结合张线支撑和尾部支撑的组合支撑方式,开发了一种支撑装置与测试元件一体化的气动多维力测试系统。分析了模型所受气动力与支撑反力之间的平衡关系,建立了作用在模型上的气动多维力与测力单元输出的力学模型。对所需测力单元进行静态标定,以获取各测力单元的输入输出性能。对系统整体进行标定实验,静态标定实验结果表明,测试系统非线性与重复性误差均小于1%,向间干扰最大值为2.04%;动态脉冲激励实验结果表明,该测试系统三个方向的一阶固有频率分别为195 Hz、136 Hz和273 Hz,测试系统的动态特性...

飞行器表面摩擦力的测量是一项重要的工程问题,测量通常使用一定缩比的飞行器模型在风洞实验中进行,测量时总压远高于表面摩擦力,易对摩擦力测量产生干扰,增加测量难度。针对这一问题,提出了一种小感应面的小力测量装置,在实现毫牛级表面摩擦力测量的同时可消除法向空气压力的干扰。设计测量装置整体结构,对关键件尺寸进行参数化设计,得到最优尺寸后进行标定实验,结果显示非线性误差0.882%,重复性误差1.918%。将干扰实验中的测量数据代入修正模型,所测数据经修正后误差由406.3%下降为1.4%。实验结果表明该测量装置性能良好,能够消除压力干扰,可用于实际测量。