风洞模型表面压力分布三维显示技术

风洞模型表面压力分布三维图形显示系统采用VisualStudio软件开发。通过读取X格式的模型文件，设置模型表面压力孔分布点位置，导入试验中测量压力的原始数据，对数据范围进行颜色设置，并对模型表面压力进行图形绘制着色处理。该系统能够较好地展示出模型表面压力数据分布，使用人员能够直观观察出模型表面压力的大小。     

数字压力控制器远程监控系统研制及应用

针对风洞试验中数字压力控制器使用管理上存在的困难和隐患,研制一种Ruska 7250xi的远程监控系统。该系统利用C++Builder 6.0开发环境和RS-232串口通信,实现远程控制的标准压力输出和信号采集功能,方便快捷地完成PSI8400 DTC电子扫描阀系统、压力传感器系统的校验或校准工作。实际应用情况证明:该系统不仅降低了工作强度、改善了工作条件、提高了工作效率,而且增强了风洞试验设备运行的稳定性和可靠性。     

风洞洞壁干扰数值模拟研究

风洞实验在飞行器研制过程中起着非常重要的作用,但是风洞洞壁的存在对飞行器的气动特性产生了显著的干扰影响,有必要对洞壁干扰做相关研究.针对风洞实验的特点,发展基于"风洞洞壁静压监测反馈调节系统"的数值模拟方法,通过该调节系统使风洞的数值模拟状态达到风洞实验的目标状态,并利用该调节系统对后掠机翼的风洞实验进行数值模拟,将数值模拟结果与实验数据进行对比,对比结果验证了该反馈调节系统的可行性及数值方法的可靠性.此外,利用嵌套网格技术对不同攻角的后掠机翼风洞实验进行数值模拟,并将计算结果与自由来流状态下的计算结果进行对比,研究并分析了风洞洞壁对亚声速及跨声速风洞实验的干扰影响.结果表明,在亚声速情况下,风洞洞壁对流场的影响较小,而对于跨声速流动,洞壁干扰影响较强,激波位置向后移动,且移动幅度较大.     

钝头前机体用的嵌入式大气数据传感系统的校准程序和结果

美国国家航空和航天局德莱登（Dryden）飞行研究中心通过钝头前机体压力数据来研究的嵌入式大气数据传感（FADS）系统的压力模型与算法的性能。该压力模型建立了表面压力测量结果与大气数据状态之间的关系,将流过球形的匀速流的位流模型与修正的牛顿流模型相结合,可适用于宽范围的钝头前机体形状和高马赫数飞行状态。给出了球形、球锥、兰金（Rankine）半体,以及F-14、F／A-18、X-33、X-34和X-38等飞行器结构下的校准结果。三个校准参数可适应飞行马赫数在0．25～5．0范围内,适应攻角在30°以上,侧滑角在15°以上。在跨声速段时,与传统的总静压系统的尖头形状校准变化的情况相反,FADS系统校准是马赫数、有效攻角和侧滑角的平滑单调函数。由于FADS系统校准对压力测压孔的位置十分敏感．所以需要精确测量测压孔在飞行器上的有效位置,并且风洞校准模型的压力测压孔应设置在类似的位置上。叙述了FADS系统的校准过程。     

模糊控制在风洞主气流压力自动调节系统中的应用

为了克服某风洞主气流压力、温度不能自动同步控制的缺陷,提高风洞的自动化水平,分析了主气流压力控制原理,在系统设计时引入了模糊控制的概念,定义了输入输出变量,建立了模糊控制规则表和解模糊化方法,完成了PLC控制程序设计,对模糊控制策略进行了优化,并选取了马赫数5和马赫数6这2种常规状态进行了调试。调试结果表明：随着温度的上升,压力自动调节效果良好,基本达到了与温度的同步上升,并且精度满足试验要求。从而提高了风洞试验的自动化水平,证明了模糊控制在该系统中应用的合理性。     

一维弹道修正引信弹道敏感技术

根据“通过确定弹道上最小速度点的速度值及其出现时间即可完全而唯一的确定该条弹道”的结论，以单片机为弹道敏感测试系统的核心，采用微机电系统(MEMS)压力传感器测量飞行弹丸轴向的迎面动压力，进而换算成弹丸的轴向速度，用单片机的内部定时器精确定时，从而解算出实际弹道参数，为一维弹道修正引信的控制系统提供控制信号。通过几种马赫数下的风洞实验，验证了测试系统的原理及实现的可行性。     

基于 C8051F380的弹丸表面压力数据采集系统

介绍了一种由传感器、信号调理电路、数据采集、存储器及通讯接口等部分组成的微型气压数据采集系统,它能够在不破坏弹体的情况下进行弹丸表面压力的采集,具有体积小、安装方便、能放置到被测体内等特点;以单兵火箭弹为例并进行相关试验;实验结果表明：该系统能够准确有效地进行火箭弹弹体表面压力信号的采集,并且采集数据与理论数据比较吻合。     

内弹道过程中压力拟合及身管受力分析

研究内弹道过程中压力拟合及身管受力分析问题,根据实验获得的火药膛内燃气的膛底压力分布数据,分析导转侧弹丸受力,推导弹丸受力与弹底压力的关系式,并编写Matlab程序,拟合弹底压力曲线,求出身管与弹丸的相互作用力表达式。通过对内弹道分析,将实验数据转换为解析式,从而确定研究身管振动所需的弹丸激励的性质,为身管振动系统建立与求解奠定了基础。     

CG-01高速风洞弹箭模型动稳定性导数实验系统设计

为在风洞中真实模拟弹箭飞行运动状态,提高弹箭模型动稳定性导数测量水平,在CG-01高速风洞全新研制了一套动稳定性导数实验系统。该系统包含控制子系统、数据采集子系统、数据处理子系统和中小长细比模型实验装置、大长细比模型俯仰振动实验装置、旋转弹模型实验装置3个不同的实验装置。针对中小长细比模型,采用传统强迫振动方法建立了滚转、偏航和俯仰振动的实验装置;通过尾部强迫振动方式,开发出针对小口径、大长细比模型的俯仰振动实验装置;利用电机驱动弹体旋转,研制出两自由度旋转模型实验装置。整套实验系统经过了标模风洞验证实验,结果表明：中小长细比模型动稳定性导数实验装置在不同马赫数和迎角下测量的结果具有较高的精度;与国内外实验数据和计算流体力学数据进行了对比分析,实验结果处在可接受的误差范围内。大长细比模型和旋转模型动稳定性导数实验装置具有较高的工程应用价值。     

内弹道实验中压力测试系统的精度分析

炮膛内随时间变化的压力值是评定火炮和弹药内弹道性能的主要指标。由于压力测试系统本身误差的存在，影响了其变化值的测试精度，而在国内对输出的压力数据精度也没有现成的标准或规范。针对这个问题，通过介绍电测压力方法的原理和系统组成，分析了系统各组成器件对测试精度的影响，得出了各组成环节中影响压力数值精度的主要参数，通过建立误差分析的数学模型，依据统计学原理中误差传递理论和公式，计算模拟了测试系统测量过程中基于系统器件所带来的测试误差，给出了测试系统的测试精度。系统误差分析方法与精度计算结果为今后内弹道实验压力测试中压力数据的输出精度提供了理论依据。     

底排弹排气率测控与底排流场测量

利用底排减阻是弹丸设计中的一个重要课题。在风洞中模拟底排实验，通过测量和充量计前介质总压，获得了较高准确度的底部排气率。在此基础上，用差压法进一步测量了模型底部燃烧尾迹区轴线上的皮托压力和静压。     

工业雷管输出压力测试及数值模拟研究

为定量评价工业雷管的输出威力,采用实验测试和数值模拟相结合的方法,得到了某型雷管的爆压。针对在测试过程中出现的信号干扰问题,对测试系统进行了改进,获得了较清晰的测试结果曲线。此外,通过AUTODYN软件的JWL状态方程来描述雷管底部装药的爆轰过程,将得到的输出压力值与试验值进行了比较。结果表明:数值模拟结果与试验值偏差为3.51%,说明数值模拟方法可用于工业雷管爆轰成长过程研究。     

基于双塔结构的立式风洞流场校测架测控系统

针对立式风洞垂直试验段流场性能测试要求,设计基于双塔结构的校测架系统。全闭环交流伺服控制系 统使上、下丝杠连接板带动排管架做高精度同步或单步定位控制;配合控制系统实现空间定位,由方向动压组合探 头和DSM 电子扫描阀组成的测量系统实现了方向场、动压场、轴向静压梯度等参数的校测。结果表明：在v=35 m/s 时,各截面合格区域面积均达到75%以上。应用该系统成功完成了立式风洞流场校测任务,测量数据准确,校测结 果满足国军标要求。     

OPC技术在立式风洞综合自动化系统中的应用

立式风洞综合自动化系统由基础自动化系统、数据库系统、风洞试验管理系统组成。其管理和监控计算机均选择OPC方式进行通讯。监控计算机作为OPC通讯的服务器实现，采用WINCC作为开发系统，建立OPC服务。OPC技术在实施立式风洞CIPS系统时，所起作用包括数据存储、在线数据监测等。     

连续式跨声速风洞动力系统运行安全研究

为提高连续式跨声速风洞动力系统的运行安全性,结合0.6 m×0.6 m连续式跨声速风洞的建设、调试和运行实践,分析风洞闭口回流布局对气流温升和管网阻力的影响,研究轴流压缩机在风洞应用中的轴系、运行工况和马赫数控制的安全特性,对关键性能进行了测试研究。研究结果表明：换热器性能满足压缩机运行和风洞总温需求;得到了压缩机轴系运行参数报警阈值和防喘振曲线设置的依据,测试出了扭转振动临界转速。压缩机防喘振曲线统一采用100 kPa总压下的流量和压力比,风洞马赫数可采用压缩机转速和中心体位置闭环组合控制。     

基于MEMS 的柔性薄膜式动态压力测量带研制

针对脉动压力测量中测压点布置困难的问题,对柔性薄膜式动态压力测量带进行研制.根据气动测量的需求,将微机电系统(micro-electro-mechanical system,MEMS)微型动态压力传感器封装在柔性印刷电路板(flexible printed circuit,FPC)柔性衬底基片上,采用Protel99SE软件完成印制电路板(printed circuit board,PCB)设计.利用标准翼型在风洞开展研究,通过不同的试验条件,对比柔性薄膜式动态压力测量带和传统嵌入式压力传感器两种方法的测量结果,验证了柔性薄膜式动态压力测量带的性能.     

2.4m跨声速风洞控制系统的智能运行技术

2．4m跨声速风洞控制系统智能运行技术,利用历史试验数据搭建含特征参数、原始数据及精选数据层的数据仓库。对数据仓库开展包括数据查询、控制曲线仿真及数据提取的数据挖掘和分析。该系统的开车参数智能自动生成,提高了风洞试验运行的效率及安全性,并已运用到风洞试验中,达到了预期的研究目的。     

机载式相位多普勒干涉仪在结冰风洞的应用

为提高喷雾系统雾化喷嘴的性能,提出一种在结冰风洞云雾参数中用机载式相位多普勒干涉仪(phase Doppler interferometer-flight probe double range,PDI-FPDR)测试粒径特性的方法.介绍PDI-FPDR系统的原理和应用条件,给出结冰风洞喷雾系统在不同水压和气压条件下的试验测量结果,并对结果进行初步分析和对比.试验结果表明:该测试方法有效、可靠,可为结冰风洞云雾特性研究提供依据.