大型风洞PIV试验的关键技术

从粒子产生及投放技术、图像拼接技术、反光处理技术、时序调整技术、设备标定技术五个方面深入探讨了大型风洞PIV试验的关键问题及处理方法;提出了在大型风洞试验中开展粒子投放,应选择经济实用的材料,研制足量可控且可持续供应的粒子发生装置,同时要在适当的位置进行投放;在进行大视场图像拼接时,应选择先分别计算再进行速度场结果进行拼接的方法,并在图像采集前做拼接标定,以获得拼接参数;在反光处理时,应根据实际情况选择最佳的反光处理方法,如选择移动相机的方法,应在图像处理时进行变形修正;在大型风洞中,应掌握快速高效的时序调整及设备标定方法,提高试验效率。     

PIV在分离机械内流场测量研究中的应用

将粒子图象速度场仪(PIV)引入到碟式分离机内部复杂流动的测量中,分析了针对流体机械内流测量的三维PIV系统的结构特点,探讨了对碟式分离机特殊结构下测试光源、示踪粒子以及图象采集系统、数据分析与处理等的设计,概括了目前在流体机械测量方面已取得的研究成果。最后预期了PIV测试技术未来的发展方向。     

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.     

PIV系统测量误差的评价方法研究

通过解决高速高精度的转速控制、安全性控制等技术问题研制了PIV基准速度场系统,最高速度达200m/s,且达到了可用于对PIV系统标定的误差要求;介绍了利用基准速度系统对PIV测量误差评价的实验方法,解决了示踪粒子模拟、体激光投射的PIV测量方法等关键技术问题,并完整的介绍了实验的流程;通过PIV系统误差来源分析、速度基准系统不确定度分析以及PIV测量结果分析等完整的介绍了数据分析的方法与流程,得到了1套PIV设备的误差标定结果。     

1.2m风洞进气道分布式流量节流机构系统设计

目前,1.2 m风洞现有的节流锥“集中”式流量调节方式只能进行单发进气道试验。为验证风洞进行双发进气道试验的可行性,提出了一种分布式流量调节方法。该方法提高了节流机构的流通效率和流量调节能力,能够有效减小流量节流机构的外形尺寸。对分布式流量调节机构与测控系统进行了详细设计,并通过试验进行了验证。试验结果表明:分布式流量调节装置、流量调节控制系统和动态采集系统设计合理,满足试验需求。分布式流量节流机构的流量能够满足1.2 m风洞进气道试验的流量需求,能够为1.2 m风洞双发进气道试验技术建立提供技术支持;采用分布式流量调节方法能够有效减小节流与流量测量机构的外形尺寸,降低机构安装的空间要求。     

PIV应用于气液两相流的研究现状

作为一种全新的无扰、瞬态、全场速度测量技术,粒子图像测速(PIV)技术近年来在单相流和多相流领域得到了广泛的应用.对于气液两相流PIV技术,目前还处于起步与发展阶段.着重概述了两相示踪粒子的采样技术,并对近年来国外PIV技术在气液两相流动领域中的研究现状做了总结与分析,指出PIV技术在气液两相流体特性研究中具有很好的应用前景.     

旋转叶片电加热防冰系统设计与应用

在开展结冰试验时，结冰风洞风扇叶片前缘有结冰风险，影响风洞安全运行。针对大型旋转叶片结冰问题，提出了旋转叶片电加热防冰系统设计方法，研制了大型结冰风洞旋转叶片电加热防冰系统。首先，研制了内置电加热单元和温度反馈的防冰叶片。针对叶片复杂的工作环境，提出一种新的旋转叶片电加热防冰功率计算方法，通过精确测量和方案优化，设计了基于特殊环境的分半式、大尺寸、高线速度、碳刷自动移开/压紧的导电滑环。最后，采用变结构分级温度闭环和试验参数连锁防冰控制策略解决了旋转叶片结冰问题。该系统已应用于大型结冰风洞，运行中加热电流和叶片温度反馈信号传输连续，所有旋转叶片前缘快速加热且温度分布均匀，防冰效果好。     

基于HDH的沼液浓缩过程的厂级动态控制设计

针对基于加湿除湿(HDH)原理的沼液循环蒸发浓缩处理过程,开展厂级动态协同控制方案设计。影响浓缩效率和成本的主要变量是蒸发塔沼液进料量、空气进料量和加热蒸汽流量,通过动态特性分析计算每个操作变量的可行域,在可行域内进行稳态实验获取最佳稳态操作工况。以蒸发量200 kg/h、SSC(每kg消耗蒸汽/每kg蒸发水)低于0.4为控制目标,设计了蒸发量-SSC协同控制方案和循环浓缩切换控制等厂级动态控制系统,将控制系统在农村沼液处理中试装置调试运行。将实际实验结果和文献相比较,实际蒸发量为201.22 kg/h,SSC为0.346,系统运行稳定控制效果满足设计要求,可进一步运用在农村沼液处理。     

柴油机可调涡流比燃烧过程三维仿真

在柴油机进气歧管前安装蝶形涡流调节阀,通过调整直气道侧的有效流通面积改变缸内涡流强度。在稳流吹风试验平台,研究涡流调节阀角度对进气道流量因数和涡流比的影响,并结合粒子图像测速（particle image velocimetry,PIV）分析缸内涡流的形成过程。采用计算流体力学（computational fluid dynamics,CFD）评估涡流调节阀角度对缸内混合气体形成过程的影响,计算结果可复现三维 PIV测量的缸内流场结构和相似的涡心位置。随着进气门关闭,涡流比从0.57提高到2.05,油气在周向的相互作用增强,从而加速预混燃烧阶段的放热速度,促使燃烧重心提前、燃烧持续期缩短。在相同进气流量条件下,强涡流运动也促使累积放热量增加。     

论失重模拟原理*立式风洞应用

该文首先论述了失重模拟原理和应用立式风洞模拟失重及控制失重系数的可能性;而后介绍了用作模拟失重的立式风洞的总体结构设计、总体性能设计、风速曲线和坠落(模拟失重试验人员)受力计算.最后介绍了立式风洞噪音特性和降噪措施.     

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.     

PIV measurement on internal instantaneous flows of a centrifugal pump

In this paper,the internal flow field in a centrifugal pump working at the design flow rate operating condition has been measured using the particle image velocimetry(PIV)technique with the fluorescent particles and the index-matched fluid technology.The index-marching fluid with the same refractive index as the transparent material has been prepared and applied in the present test of pump with geometrical complex walls.The comparison between velocity distributions of PIV results both with and without fluor...     

基于多轴联动的航天器带动力风洞实验控制系统设计

针对当前航天器带动力风洞实验控制系统受动态性能和稳态精度的影响,导致航天器中心偏离风洞轴心距离控制误差较大,上旋翼所能承受压力与实际值不符的问题,设计基于多轴联动的航天器带动力风洞实验控制系统;采用PROFIBUS现场总线方式,设计控制系统总体结构;使用伺服电机模块,控制启停指令,以西门子S7-300 PLC为主站设计现场控制器,研制一种航天器风洞测试支撑装置,并将迎角机构安装在模块化分层结构中;利用多轴联动控制器,采用RS-232串行通信原理,根据负载惯量选择2 kW伺服驱动器,实现伺服电机紧急停车,完成控制系统硬件设计;计算多轴联动随动控制动态目标位置,使用柔性bang-bang控制,消除系统动态性能和稳态精度的影响,在误差数据支持下,设计实验控制流程,完成控制系统软件设计;实验结果表明,该系统控制航天器中心偏离风洞轴心最大偏离距离为0.32 mm,最小为0.05 mm,与实际值一致,且上旋翼所能承受压力控制误差仅为0.02％,具有精准控制效果.     

基于控制律的电加热防除冰系统设计与验证

飞机结冰严重危害飞行安全,电加热是容易控制、低能耗的飞机防除冰技术,由于飞机上电能受限,高效的控制律电加热设计和验证是飞机防除冰设计的关键.为满足大型结冰风洞电加热试验要求,研制了工程实用的基于状态机的控制律电加热防除冰控制系统,完成了控制律电加热防除冰系统的硬件和控制软件开发,实现了多个电加热回路电流按照控制律要求同步接通/断开.利用结冰风洞试验对不同控制律电加热防除冰的有效性进行了验证,电加热防除冰控制律设计达到了技术要求.系统已经应用到结冰风洞试验中,是电加热防除冰试验的重要设备.     

基于风洞试验的组合翼伞气动特性研究

以组合翼伞气动特性为研究对象,通过开展8m×6m直流开口式风洞试验对组合翼伞气动特性开展试验研究.对组合翼伞进行风洞试验气动特性研究,通过光测系统获取稳定状态下组合翼伞实际迎角,六分量天平测试系统获取气动力(矩),得到不同迎角下组合翼伞的气动力(矩)数据.通过本次试验探索柔性翼伞风洞试验方法,积累组合翼伞真实试验气动数...     

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.     

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.