一种连续变滚转角试验装置设计与实现

为实现1 m 量级跨超声速风洞连续变侧滑角能力,拓展试验技术范围、提升试验效率,研制一种连续变 滚转角试验装置。介绍该装置的技术要求、结构设计及仿真结果,以及配套的控制系统软硬件设计,给出装置整体 系统进行电磁兼容性测试、静态载荷测试及风洞试验验证结果。仿真、测试及风洞结果表明：该装置在风洞现场环 境下使用具有良好的电磁兼容性,并能够有效承担风洞试验载荷要求;同时,采用连续变滚转角试验装置试验数据 重复性良好、采用“常规测力中部支架+12°双转轴”支撑方式比较,试验数据规律基本一致,其小量偏差与2 种方 式的支撑干扰相关;该装置控制精度高、运行速度和范围均满足技术要求,可工程化应用于风洞试验。     

激光冲击强化前处理对TiN/Ti涂层/基体疲劳性能的影响

采用磁过滤阴极真空弧技术在TC4钛合金表面沉积抗冲蚀多层梯度TiN/Ti涂层,沉积前对基体进行激光冲击强化前处理。采用原子力显微镜、纳米压痕和划痕仪表征了试件的表面形貌、基本力学性能等,对试件的疲劳性能进行了考核,并分析了疲劳断口形貌。结果表明,LSP前处理在TC4表面形成了厚度约为300μm,具有高硬度和残余压应力的硬化层。TC4合金基体的平均疲劳强度为373.8 MPa,制备TiN/Ti涂层后试件的疲劳强度为363.7 MPa,较基体略有降低。增加LSP前处理后试件的疲劳强度为411.9 MPa,较TiN/Ti涂层试件提高13.3%,较无涂层试件提高10.2%。TiN/Ti涂层可以抑制表面上的裂纹萌生并减缓其扩展速率,但在拉伸过程中发生破碎而与基体发生剥离,裂纹抑制效果有限,且涂层的破裂促进了裂纹扩展。采用LSP前处理后,TC4表面形成的硬化层增加裂纹萌生难度,且提高的结合强度可降低裂纹扩展速率。     

滚转机构在0.6m跨超声速风洞中的应用研究

为了实现0.6 m跨超声速风洞试验过程中模型可连续变滚转角,提升0.6 m量级风洞的试验效率和试验范围,研制了一种滚转机构。介绍了该滚转机构、中空内置力矩电机以及控制系统软硬件的设计,对涉及到的关键技术问题进行了分析和总结,给出了结论并进行了风洞试验验证。试验结果表明:分别采用滚转机构与常规测力中部支架作为模型的支撑机构时,试验数据重复性好;滚转机构控制精度高(滚转角≤±3');载荷、工程性、可靠性均满足风洞试验要求。     

大功率轴流压缩机电气制动控制策略研究与实现

针对某大科学装置60 MW轴流式压缩机90 s常规制动和15 s紧急制动需求,设计了一种变频器电气混合制动控制策略。对混合制动控制策略进行了分析计算,确定了压缩机最优制动控制流程以及制动电阻的参数,对控制策略和制动时间采用RTDS仿真和试验测试进行验证。验证结果表明：仿真结果与实测结果一致性很好,变频器混合制动控制策略安全可靠,常规制动时间测试结果为87.54 s,紧急制动时间测试结果为14.82 s,满足技术指标要求。     

基于“强矩阵+”的低温压缩机研发项目管理

低温压缩机具有系统组成复杂、参研单元众多、研发周期紧张、技术难度极大等特点,为确保项目研发效率以及各项指标达到合同要求,采用矩阵型组织结构进行项目管理。通过梳理相关研究文献,在传统强矩阵型组织管理结构的基础上,建立一种基于“强矩阵+”的管理模式,强化项目执行权责主体和管理关系,提高项目管理效率及资源利用率,保证低温压缩机研发进程。     

2.4m跨声速风洞虚拟飞行试验支撑装置研制

风洞虚拟飞行试验是开展气动/飞行力学一体化研究的有效手段,也是连接地面模拟与飞行试验的桥梁和纽带,为了实现风洞虚拟飞行试验真实模拟飞行器机动运动的要求,需要研制一种模型支撑机构研究风洞虚拟飞行试验技术。文中以2.4 m跨声速风洞虚拟飞行试验为背景,设计了风洞虚拟飞行试验支撑装置,并对其进行了力学建模,根据得到的数学模型对结构静力学特性和动力学特性进行了仿真分析,同时也利用CFD技术对其进行了支撑干扰分析。仿真分析结果和试验结果均表明风洞虚拟飞行试验支撑装置设计合理,具有较好的强度特性、刚度特性和较小的支撑干扰,满足风洞虚拟飞行试验研究要求,为该类试验的风洞支撑问题提供了一个可行的技术方案。     

分离式热管蓄冷空调释冷性能实验研究

本文设计了基于分离式热管换热的蓄冷空调系统,针对其释冷性能进行了因素实验和响应曲面实验研究。结果表明:分离式热管蓄冷空调释冷性能稳定,实验条件下最大制冷量可达5. 09 k W;制冷量随循环风量的增加而增加,而除湿量存在最佳除湿循环风量,最佳除湿循环风量约为620 m3/h,除湿量约为4. 32 kg/h;制冷量随环境温湿度的升高而增加;得到了不同工况下制冷量的回归方程,分析了不同影响因子对制冷量的影响规律,在循环风量较低的工况下,热管阀门对制冷量影响较弱,随着循环风量的增加,对制冷量影响增加。     

基于误差修正模型的机翼风洞试验弯扭变形测量方法

风洞试验中,机翼在高速气流下产生弯曲、扭转变形,本文提出一种基于误差修正模型的机翼弯扭变形测量方法。 首 先,利用基于摄影测量的相机标定方法求得相机畸变参数,采用数字图像相关法定位与追踪荧光点的无畸变像素坐标。 然后根 据摄影测量技术建立气流坐标轴系标定板,并利用气流坐标轴系标定板标定相机外参及求取机翼上荧光标记点的 Y 坐标。 最 后,根据标记点已知的 Y 轴向约束,建立单双目测量系统各自的三维重建模型及弯扭变形的误差修正模型,并以模型迎角为 0° 水平时为基准状态计算吹风状态下机翼弯扭变形。 经试验验证,本文提出的机翼扭转变形测量误差小于 0. 01°,机翼弯曲变形 测量误差小于 0. 15 mm/ m。 该方法可为飞行器设计提供可靠及鲁棒的实验数据。     

改进型环形耦合结构的多缸比例同步控制

分析了多轴同步控制结构与算法的发展现状,针对等状态耦合控制在实际应用中的不足,提出一种基于归一化的同步比例系数分配方法,使它适用于多运动轴的比例同步控制,并在此基础上设计了改进型的环形耦合控制策略,利用李雅普诺夫函数证明了该算法的收敛性和稳定性.以某跨超声速风洞挠性壁喷管为控制对象,对其终端执行机构电动缸和控制系统进行建模仿真,结果表明:该控制策略相较虚拟主轴控制方式,具有更好的同步性能和抗干扰能力.通过进行对比实验,也证明该策略能很好地实现多轴比例同步控制,且具有更高的跟踪精度和同步精度,对相关领域具有一定的参考价值.     

Φ0.5米高超声速风洞连续变攻角测力试验数据处理方法研究

Φ0.5米高超声速风洞连续变攻角测力试验具有数据量大和试验效率高的优点,但受传感器响应不一致、模型自重及加减速过程的影响,无法对试验数据直接进行处理,需要对试验数据进行修正,主要开展了以下工作：首先通过测试确定了模型攻角控制系统运行参数、数采系统参数和软件采集策略;然后使用无延时数字滤波器对试验数据进行降噪处理,并应用互相关函数计算天平各分量相对攻角信号的延时,基于常规测力试验数据处理流程,系统提出了天平支杆弹性角、模型自重、模型离心力及惯性力的修正方法;最后开展了对比验证试验及天平温度效应试验,结果表明连续变攻角试验结果与常规阶梯试验结果吻合较好,连续变攻角试验技术可有效降低高马赫数条件下的温度效应。