进气道调节系统数字式控制器的控制策略分析

飞机进气道调节系统使用数字式控制器与进气道斜板位置传感器,形成斜板控制指令,改变进气道斜板开度,使进气道和发动机流量匹配。基于进气道调节系统的工作原理及系统结构,利用Simulink建立仿真模型,分析进气道调节系统数字式控制器的控制策略,提出基于线性叠加原理的调节电压输出控制策略,并通过进气道斜板的阶跃响应,验证采用此控制策略的数字式控制器的超调量和响应时间可以满足进气道调节系统的动态特性需求。     

飞机可变几何形状进气道控制系统综合研究

论述了飞机进气道可变几何形状控制系统的鲁棒设计方法和系统的综合试验。针对基珩发动机压气机增压比πk参数进行调节的进气道系统,给出了试验技术要求和严酷环境条件下的试验结果。     

基于MX1601B-R的风洞数据采集系统设计与实现

为了满足MX1601B-R数采设备在风洞中进行数据采集的功能需求,基于MX1601B-R设计了一个风洞数据采集系统。本文首先从系统的结构组成以及工作原理对系统进行了分析。其次,对系统的数据采集硬件设备以及设计平台进行了概述。随后,详细的给出了本系统的设计思路,并从设备扫描连接、模块参数设置、零点显示、数据监控、数据采集以及数据查看与分析等方面对系统进行了模块化设计。最后,使用本系统对某风洞的温度排架进行数据采集与分析,并对系统进行功能验证。验证结果表明,本系统能够有效的对风洞吹风试验数据进行零点显示、数据监控、同步采集、多样化显示以及数据分析等,同时,系统的采集启动时间误差优于0.01s。由此,可以说明该系统界面简洁、功能齐全并且采集响应快,能够满足风洞吹风试验的数据采集需求。     

半埋入式进气道设计及RCS数值仿真研究

研究减小进气道的雷达散射截面问题,由于外形结构突出,造成强散射源。为提高隐身性能,用埋入式进气道构型,可以减少雷达散射面积。定义了埋入比m的概念,利用超椭圆设计方法,提出一种半埋入式进气道的设计方案,有效地提高了进气流量,同时具有较好的隐身性能。采用基于物理光学迭代法开发的程序,对不同埋入比下的模型进行了RCS数值仿真。结果表明,在计算角度范围内,RCS分布曲线都呈现类马鞍型,使进气道的RCS值最低。随着埋入比m的增大,进气道的RCS值都具有增大的趋势。仿真表明,改进方法效果好,具有较好的隐身性能。     

反折式二元超声速进气道设计及数值研究

研究固体冲压发动机进气道优化问题,为降低弹用超声速进气道的外部阻力和提高导弹飞行速度,提出了一种具有低外阻特性的反折式二元进气道方案,明确设计流程和主要设计参数的选取,并针对2~3.5Ma速度范围的应用需求开展了方案设计。进一步采用Fluent软件进行数值仿真,研究了反折式进气道的流场特性和性能水平,并与传统设计方案进行了对比。结果表明,在捕获流量相同的条件下,反折式进气道比原方案具有更小的外部阻力及外廓尺寸,还能保持与原方案相当的总压恢复性能,满足工程应用需求,为设计提供依据。     

一种发动机试验流量控制系统的仿真研究

研究喷气发动机性能问题,采用多个文丘里管二进制排列的TPS风洞是一种满足高精度发动机试验流量控制系统的新型风洞.为提高飞机和预测精确度,通过对数字阀控制的系统,控制多个文丘里管以不同的组合方式开关达到流量控制的精度要求;通过从稳态,正弦总压和随机总压三种状态对系统的流量调节能力和方法,从而确定多级文氏管的数量和类型,为设计最终定型提供理论依据;确定多级文氏管的二进制排列组合方式,为系统提供流量控制方案,论证了设计方案的可行性,对仿真优化后的流量调节方案的实验,又验证了仿真方法具有一定的的可信度和实用性.     

一种新型大攻角风洞试验系统研制

为了满足现代先进飞行器的大攻角试验需求,提升风洞大攻角试验的测试能力,在FD-06风洞设计开发了一套大攻角试验系统.介绍了系统的总体方案、大攻角机构设计、测控系统设计和达到的主要技术指标.风洞标模试验数据以及实际应用结果表明,系统整体设计合理、堵塞度低、干扰小,可在连续变化攻角过程中动态采集数据,有效扩大了风洞的大攻角试验能力.系统采用的支臂拉杆式大攻角机构设计方法也具有普遍意义.     

12 m跨超声速风洞运行监测系统研究

为改善风洞试验条件和提高试验效率,针对1.2m跨超声速风洞进行了运行监测系统研究.针对风洞环境复杂、监测对象分散的特点,引入无线传感器网络构建了基于多传感器的分布式风洞运行监测平台.重点研究了基于BP神经网络的无线传感器网络数据融合和基于D-S证据理论的多传感器信息融合在风洞运行监测中应用.在实际应用中取得了良好的效果.     

增量PID算法在某风洞压力控制中的应用改进

为解决风洞高度模拟控制系统对风洞总压有效控制的问题,根据系统特点,选取了定水环泵转速,利用增量PID控制算法调节补气调节阀开度的控制策略;针对直接采用增量PID控制算法,风洞总压振荡时间长,无法满足试验要求的问题;分析了影响控制效果的原因,根据整个系统的大惯性、大滞后特性提出了在增量PID控制的基础上采用超前调节的解决措施,并研究确定了进行超前调节的时机和调节方法,最后按照该方法进行了常用压力控制点的系统调试;调试结果表明:在不超过300 s的调节过渡时间内总压能稳定至性能指标要求的±100 Pa精度范围,满足了试验要求,证明了该控制方法的可行性;该超前调节措施在为风洞总压控制提供了有效方法的同时,也为类似大惯性、大滞后特性系统的精确、稳定控制提供了参考。     

FD16风洞连续变攻角测力试验技术研究

FD16风洞为1.2 m口径暂冲式高超声速风洞,通常采用阶梯变攻角测力试验方式,试验得到的数据点稀疏,难以准确描述气动试验曲线细节特征,同时其单次风洞试验时间长,气源需求量大。通过攻角机构改造、多信号连续同步采集、数据滤波及修正等方法,建立了FD16风洞连续变攻角测力试验技术。对比试验结果表明,该项试验技术获得的气动力数据与常规阶梯方式具有很好的一致性,可以满足工程实用的要求。此外,该项技术能够减少25%吹风时间,提高经济效益的同时,现有真空引射运行方式也能够满足测力需求,解放了FD16风洞生产力。     

防冰总压/静压探针结构及控制系统设计与应用

结冰风洞的过冷液态水滴容易在总压、静压探针的进气口结冰,严重影响总压/静压测量的精准度和可靠性。设计了带温度反馈的防冰总压探针、皮托管和壁面静压测量单元,将总压、静压导管置于加热体内,使总压、静压进气口温度实现闭环控制;优化设计、安装工艺,将铠装双螺旋电加热丝、总压导管和温度传感器安装在不到10 mm管内,使电加热元件绝缘不受损;电加热丝紧贴内壁面,温度传感器伸入进气口附近,总压探针、皮托管无加热死区;采用变结构电加热控制策略,与风洞运行参数连锁控制,实现电加热防冰控制系统快速调节和控制精度要求。解决了总压、静压进气口结冰问题,防冰总压/静压探针已成功应用于结冰风洞复杂试验环境中。     

基于LabVIEW的自由射流风洞系统加热气流模拟软件设计

目前设计的自由射流风洞系统加热气流模拟软件测量得出的气流面受力值容易发生耦合共振,导致测量流量误差较大;为解决上述问题,基于LabVIEW设计一种新的自由射流风洞系统加热气流模拟软件,软件程序包括自由射流风洞系统加热气流流量调节、加热气流时序控制、气流模拟软件等,通过与采集节点的配合完成数据采集、处理、分析等工作;利用Lab-VIEW技术,在程序软面板显示加热气流压力、增益频率等数据,直观地表现加热气流的压力大小以及变化;根据加热气流模拟软件,简化开发测试以及控制系统的程序,使软件调试过程更加简单,容易操作,实现了软件测试程序以及控制程序流程开发的平台化和通用化;实验结果表明,基于LabVIEW的自由射流风洞系统加热气流模拟软件能够减少气流面受力值耦合共振,测量误差在0.2％以内,实现自由射流风洞系统加热气流的准确模拟.     

引射式跨声速风洞流场控制软件设计

目前提出的引射式跨声速风洞流场控制软件抽气端压力过大,导致排气阀气流排气速度变化过于剧烈;设计了一种新的引射式跨声速风洞流场控制软件,在风洞的控制程序中引入了马赫数和雷诺数,对控制质量进行试验检测,以实现风洞系统能够达到更精准快速的控制水平;在风洞流场控制系统中引入了解耦系统,对风洞测试各部分参数进行解耦筛选,提高各参数的准确度,有利于控制系统实现精准控制;实验结果表明,设计的引射式跨声速风洞流场控制软件能有效降低引射式跨声速风洞流场控制软件抽气端压力,使排气阀气流排气速度处于稳定状态。     

遗传算法在跨超声速风洞总压控制中的应用

总压作为风洞控制中的重要流场参数,其调节性能是风洞控制系统能否满足试验要求的重要指标,为提高跨超声速风洞的总压控制水平,需对总压控制策略进行设计。针对某跨超声速风洞对总压控制系统提出的快速性和精确性要求,提出串级控制、智能PID控制和总压分段控制等方法,并利用MATLAB系统辨识工具箱对流场调节阶段的总压系统模型进行了辨识。提出将遗传算法应用于风洞流场调节阶段的PID控制器参数整定中,重点对基于遗传算法的PID控制原理和参数整定步骤进行介绍,并针对遗传算法的遗传算子进行了设计。系统仿真和风洞实际运行情况表明：该方法较常规PID参数整定与优化方法,具有更好的控制性能指标,满足总压控制系统精确性、快速性、鲁棒性等要求,为后续风洞建设和设备改造提供了新方法。     

基于PROFINET和VXI总线的1.2m风洞测控系统设计与实现

针对1.2m风洞测控系统存在的不足,对其测控系统进行了重新设计。本文阐述了该测控系统设计方案,主要是基于PLC及总线技术设计新的系统,采用PROFINET通讯和VXI系统搭建整个风洞测控系统。形成基于现场总线、功能分散、指挥集中的开放式集散系统。详细介绍了项目的实施情况和关键技术,说明了调试及应用情况,最后给出了主要结论。结果表明：新的测控系统,不仅提高了1.2m风洞试验自动化水平,而且提高了风洞安全性和运行效率,风洞试验能力得到整体提升。     

多路热气流量控制及其在防除冰试验中的应用

流量精确控制是保证结冰风洞热气防除冰试验成功的关键,针对传统调节阀控制存在受下游影响大和多路流量控制耦合的问题,设计了一套多路热气流量控制系统,采用背压阀对各支路流量控制单元入口压力进行精确控制,通过电作动筒改变各支路针阀喉道流通面积,结合临界流文氏管流量计流量测量,实现多路流量解耦控制。试验表明,多路热气流量控制系统可实现多路流量解耦控制,调节速度快,10 s左右即可达到目标流量,控制精度高,稳定后最大相对误差小于0.6%,该系统可为我国后续飞行器防除冰试验系统验证与适航审定提供有力支撑。     

基于分布式架构及PAC技术的风洞测试及控制系统设计

为准确分析飞行器气动载荷的实际变化规律,降低舱门、舱体类结构部件所受到的冲击载荷作用,设计基于分布式架构及PAC技术的风洞测试及控制系统。在Hadoop集群安装环境中,设置HBase加载模块,借助压电传感器结构与压力控制子回路,实现对加热器供气管路的指向性连接,完成风洞测试控制系统分布式架构集群的建立,解决飞行器舱门及舱体结构的气动载荷获取问题。以驱动性程序作为软件控制基础,将所有待处理的传感器信息及测试数据显示至相同控制界面中,实现对风洞测试控制信号的准确分析,完成基于PAC技术的风洞测试自适应控制研究。仿真实验表明,不断增大压电传感器所承受的气动载荷总量,在风洞测试控制系统的支持下,舱门、舱体所受的实际冲击载荷作用均下降至4000GB左右,能够满足缓解飞行器气动载荷压力的测试初衷。     

一种跨声速风洞移测架伺服控制系统

移测架在风洞流场校测及精细化测量中发挥着重要作用,为实现某跨声速风洞流场的精细化测量,设计一套高精度移测架伺服控制系统,用于移测架精确定位控制.讨论了伺服控制系统的硬件配置、软件设计、安全联锁,介绍了控制策略.设计的伺服控制系统可实现风洞试验段X轴方向0.03mm定位控制精度,对提高风洞流场校测的精细化测量水平具有重要意义.     

面向攻角变化的风洞流场模型预测控制器

目前已有的控制方法难以满足大飞机研制对风洞流场的精度要求.鉴于此,采用多变量模型预测控制方法设计流场控制器.为提高抵抗攻角扰动的能力,使用攻角变化量动态补偿静压的预测值.考虑风洞实验工况较多,采用多控制器融合方法解决新工况建立预测模型的问题.为保证控制器的实施,给出基于一阶惯性加滞后近似模型的控制器参数整定方法.通过实际吹风实验验证风洞预测控制器能够有效调节风洞流场,使吹风实验中流场参数的精度达到大飞机研制要求.