某式某型高超声速风洞连续变攻角测力试验测试系统研制及关键技术研究

在某式某型高超声速风洞开展了连续变攻角测力试验技术研究,针对性地建立了某式某型高超声速风洞专用的连续变攻角试验软硬件测试系统,完成了模型攻角的实时测量、滤波截止频率和机构运行角速度择选、多类信号高速连续采集、信号相关性研究和数据同步修正、专用数据采集和处理软件研制等多项研究内容.该项技术通过了多轮动态试验验证,从试验结...     

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。     

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。     

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.     

固冲动力飞行器控制与动力一体化自由射流试验方法

为验证固冲动力飞行器控制系统与动力系统一体化设计方法、固冲发动机可靠转级等关键技术,提出了一种固冲动力飞行器控制系统与动力系统一体化自由射流试验方法,介绍了试验系统的组成与工作原理,针对试验系统硬件设计中核心的各系统接地设计方法、供电能力与负载特性匹配性分析方法进行了讨论,提出了自由射流试验中各系统的软件工作流程与试验程序;试验结果表明:应用该方法的自由射流试验系统工作稳定,试验中正常模拟了飞行器飞行过程中的大气来流条件,控制系统与动力系统工作正常,固冲发动机可靠转级并按照试验程序正常的进行了推力调节,实时测量了攻角、侧滑角、马赫数等大气数据,可以有效支撑固冲动力飞行器开展关键技术研究与评估.     

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...     

风洞油源控制系统的设计

油源系统作为风洞的动力系统,在风洞运行和试验中担当着重要角色,而由于长期处于高油高蚀的环境,其各种部件和机构非常容易老化。文中风洞是国内主力生产型风洞,任务繁重,功能要求高,原油源控制系统已非常老旧,故障频发,维修工作复杂耗时,已不能很好的满足试验需求,因此对风洞油源控制系统的重新设计显得尤为重要。针对这一现状,设计了基于PLC控制的风洞油源控制系统,包括系统硬件设计、下位机PLC软件设计和人机界面设计等,综合部署在风洞测控间和风洞现场,实现了风洞油源系统的机泵组启停控制、油压无级调节、油液冷却控制、油源系统状态监测、本地/远程控制等控制功能和操作方式,具有较高的自动化程度、状态监测和功能拓展能力。     

风洞试验连续变攻角控制策略

根据风洞试验中连续变攻角试验技术要求,针对电液伺服控制系统存在的非线性、时变性和不确定性等特性及风洞试验工况十分复杂的特点,提出采用在线辨识的广义预测控制控制策略;首先,为使仿真对实践具有更好的指导意义,利用Labview和AMESim各自优势建立了联合仿真模型;其次,分析并建立了电液伺服系统的CARIMA模型,论述了控制器设计步骤;在前面工作基础上,对系统特性及控制器参数、模型参数和外界干扰等对控制性能的影响进行了深入分析;最后,通过试验验证了控制策略具有良好的控制性能,角速度控制精度达到0.01°/s,能够满足风洞试验连续变攻角技术要求。     

大型暂冲式风洞自主式维修保障系统研究

2.4米×2.4米暂冲式风洞长期面临着繁重的试验任务,部分设备经常处于超负荷运行状态,故障频次、维修负担也逐年加重。为了解决风洞试修矛盾,提升风洞试验能力,本文基于故障预测与健康管理技术,针对2.4米×2.4米暂冲式风洞的运行和保障需求,结合风洞装备管理业务流程,从数据采集、数据存储、数据分析、数据应用这四个工作流程出发设计了系统软硬件架构,最终搭建了大型暂冲式风洞自主式维修保障系统。实现对故障的实时监测、诊断、预测。经过系统运行实践证明,风洞设备的故障率显著降低,试验能力和效率提升明显,初步建立了风洞的视情维修保障体系。     

提升风洞测力数据采集系统电磁兼容能力初步研究

随着风洞试验技术的不断进步,风洞现场的电磁设备越来越多,电磁干扰对风洞测力试验数据的准确性可靠性带来了挑战。研究风洞测力数据采集系统电磁兼容性问题是有效解决电磁干扰保障测力试验顺利进行的前提,是提高风洞试验精度、改善测量数据质量、提升试验能力的重要手段。文章以某主力风洞测力数据采集系统为研究对象,从电磁干扰途径和自身电磁敏感度两个方面对采集系统进行了电磁兼容分析,并结合分析结果通过采取合理有效的电磁兼容措施,提高了风洞测力数据采集系统抗电磁干扰能力,确保了测力试验数据质量的可靠性和稳定性。     

自由飞风洞模型大迎角控制律的仿真研究

研究大迎角飞行以及大迎角控制律，是提高新一代超音速战斗机过失速超机动格斗能力的重要方面。利用自由飞风洞模型研究超音速战斗机的大迎角控制，是一种先进的仿真技术。其仿真效果和仿真水平，是一些传统的仿真方法所无法比拟的。本文介绍美国ＮＡＳＡ兰利研究中心利用直接待征结构配置法设计控制律，在３Ｏ英尺×６０英尺风洞试验室中对缩比为１４％战斗机的自由飞风洞模型人迎角控制律进行仿真研究的过程。自由飞模型试验的迎角高达８０度。驾驶员评论表明，有独创性的控制律，提供了很好的飞行品质，控制系统的鲁捧性也是令人满意的。     

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...     

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.     

某超声速风洞迎角机构定位控制策略仿真与试验研究

在风洞试验过程中,迎角定位速度和定位精度直接影响风洞试验质量和效率.在详细分析某超声速风洞迎角驱动机构基本构成的基础上,对其控制策略进行了全面计算、分析、仿真和优化,研究结果在实际迎角控制中得到了验证.     

风洞旋转轴天平信号处理系统设计

螺旋桨滑流带来的复杂气动力影响目前只能在风洞试验中获得,为了准确测量气动力从而获得螺旋桨滑流的影响量,使用旋转轴天平直接与螺旋桨相连并高速同步旋转进行风洞试验;对旋转轴天平的试验原理、数据处理方法进行了深入研究,设计开发了风洞旋转轴天平信号处理系统;综合考虑了信号衰减、电磁环境等干扰问题,通过时钟背板触发启动采集,保证了信号采集的同步性,系统整体处理精度等指标都满足试验技术要求;还创新性地开发出了风洞动态数据连续测量技术,大幅提高了试验效率;经过多次风洞试验测试,实现了对旋转轴天平信号的调理、采集和处理功能,为高效率、低噪声的先进螺旋桨设计和涡桨飞机气动噪声设计提供了技术支持。     

多气参测量的压力型基准大气数据系统研制

针对某飞行器嵌入式大气数据传感(FADS)系统的飞行试验校准问题,研制了一套压力型姿态角测量的多气参基准大气数据系统。设计了可实现高线性度、解耦的压力型姿态角测量空速管,并配套研制了大气数据计算机。解决了有限空间内多气路之间密封、同时精确取气和压力测量、飞行器机体干扰下的风洞试验标定、多参数拟合修正的气参解算等难题,获得了机体干扰下的空速管测量修正解算公式,实现了基准气参的高精度测量。在完成基准空速管的风洞试验标定和联调试验后,实现了对全系统正常工况下的飞行参数测量精度及系统稳定性考核,最终成功应用于飞行试验中。     

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。     

基于迭代学习的风洞马赫数控制方法

大飞机的研制对风洞流场马赫数精度提出了更高的要求,带有姿态角补偿的模型预测控制器有效地提高了马赫数的精度。然而,由于很难准确获取所有吹风工况的姿态角补偿模型,导致部分新工况控制效果不佳,影响了马赫数的精度。因此,提出一种基于迭代学习的获取姿态角补偿模型的方法。在已有的姿态角补偿模型基础上,根据实际的吹风试验数据,对姿态角补偿模型进行修正。经过多次吹风结果逐步提高补偿模型的精度,提升变姿态角过程中流场控制器抵抗扰动的能力,达到提高马赫数精度的目的。