CG-02风洞螺旋桨动力性能测试数据采集系统

针对某便携式巡飞弹的螺旋桨动力性能测试的风洞试验数据采集需求,基于CG-02风洞进行了数据采集系统的设计。数据采集系统采用分布式结构,硬件基于PXI总线和工业以太网搭建。软件采用模块化设计思想,基于LabVIEW图形化编程语言对不同功能模块进行开发,实现了气动力信号和转速信号的同步采集。对试验中的信号抗干扰技术和转速测量技术进行了研究,提出了软、硬件滤波相结合的信号抗干扰方法和基于K-means聚类的螺旋桨转速测量方法。使用本数据采集系统开展测试试验,结果表明系统满足试验要求。     

风洞测力数据采集系统的设计和实现

针对风洞中模型试验天平测力的需要,设计了一套风洞天平测力数据采集系统。风洞测力是风洞试验最基本的试验项目,风洞测力数据采集系统是测力试验必备的装置。风洞试验现场条件复杂,天平力信号易受到干扰,在测力数据采集系统的设计上,以系统精度和抗干扰为设计依据,从系统总体构成、硬件选取、软件设计和关键技术几个方面进行了系统设计。重点对天平测力采集数据经数字滤波后失真畸变的问题进行了研究,采用数据预处理的方式解决了该问题,取得了较好的效果。     

基于LabVIEW的大型超声速风洞总压测控系统设计与应用

采用NI公司的LabVIEW虚拟仪器技术,对某大型暂冲式超声速风洞总压测控系统进行了深入研究。针对风洞试验压力控制精度要求高、风险性大等特点,通过合理设计信号采集与处理方案和系统控制与安全策略。实现了总压的快速、精准调节和风洞的安全运行。主要介绍了系统的构成、信号采集与处理、控制策略及安全策略。实际应用表明,该系统具有调节快、精度高、稳定性好的特点,实现了基于LabVIEW虚拟仪器技术在大型超声速风洞总压测量与控制中的智能化高效运行。     

高速风洞微型测量系统研制及应用

研制了一种高速风洞微型测量系统,由电气接口模块、增益控制模块、低通滤波模块、扫描采集模块、主控模块、LAN总线接口模块组成,实现了电压信号放大、低通滤波、模数转换、数据处理与分析等功能,静态校准结果表明关键性能指标与风洞常规测量系统相当,满足风洞试验信号采集需求。将该系统成功应用于2.4米跨声速风洞标模测力试验,开展了对比试验以及测量精度试验,并与常规测量系统试验结果进行了对比,试验结果表明微型测量系统精度和稳定性满足试验要求,能够适应高速风洞应用环境。     

汽车风洞测力试验数据处理软件的开发与应用

针对汽车风洞试验气动力测量装置的特性以及测量数据采集过程、数据处理的通用方法和处理结果的要求,建立对应的数学模型,开发了具有通用性的汽车风洞测力试验气动力数据处理软件。软件采用Visual Basic6．0开发,通过读取txt格式的模型数据文件,对数据进行提取、分析计算和显示。软件集成Excel报表功能,使用人员能够直观地观察分析汽车风洞模型的气动力和气动力系数。论述了该软件系统的结构、数据处理方法和结果显示技术。该软件已经应用在湖南大学HD-2风洞汽车模型的测力试验中。     

运动模型式飞行器气动力参数测试系统研究

为了对飞行器进行气动布局、飞行性能评估,提出了一种运动模型式气动力参数测量方法,并研制了一套运动模型式测试系统,通过运动模型来模拟飞行器在空气中的运动,其构造主要包含载具、测试支架、六分量天平、风速测量模块、数据采集模块、控制模块、便携计算机等部分;该类测试系统在某些特定工况下能准确模拟飞行器的飞行状态,对流场参数和模型所受载荷进行实时测量,预测各运动状态下飞行器的气动特性;通过数值模拟分析和风洞实验对车载试验数据进行了对比验证,结果表明,该测试系统能够准确获得模型的气动力特性数据;该系统具有一定的拓展性和通用性,可使用火箭橇等其他载具开展高速运动模型式气动力参数测量试验。     

基于NI9237模块的旋转振荡耦合运动载荷测量方法

在风洞中进行旋转天平试验,可以获取飞行器绕速度矢量轴稳定旋转时的气动特性,是分析预测飞机尾旋及尾旋改出特性的主要数据源。为了研究飞行器在旋转流场下单自由度振荡运动中的空气动力学问题,需开展旋转振荡耦合试验,由于旋转天平试验装置的微弱数据信号与运动控制电机供电在通过滑环引电器时存在强弱电干扰现象,影响测量数据精度。因此,设计并实现了一套基于NI9237模块的前端数据采集系统,该系统可给天平提供高精度电压激励,并将采集的数据通过数字信号传回控制计算机端,有效避免了电磁干扰,同时使用色环电阻搭建半桥电路配置振动运动姿态电位计,解决了同步采集天平应变信号及振荡姿态信息的问题。该系统已成功应用于试验,试验结果表明,该系统功能完善,采集数据准确,取得了良好的试验效果。     

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。     

基于压差法的风洞群高压空气资源自动计量系统设计

风洞试验需要高压空气等多种动力资源。风洞群高压空气作为一种共享竞争的资源,具有风洞用户多、系统结构复杂、拓扑动态变化、资源消耗快速等特点。为满足风洞运行管理和试验成本核算的需求,设计并研制了风洞群高压空气系统集中监测与动态计量系统。该系统基于流体力学静压差理论分析,采用集中监测、OPC通信、图形数据库等技术,建立高压空气资源配气网络的动态拓扑模型,实现高压空气系统压缩机组、阀门、储罐、管线与保障风洞之间的动态逻辑关联,自动获取当前试验风洞消耗的压力差和保障容积,从而获得当前风洞试验的高压空气资源动力消耗。该系统解决了高压配气系统拓扑准确描述、风洞试验单次消耗计量等问题,取得良好的效果。     

基于数据库的风洞试验数据采集与处理系统研制

为了满足风洞试验技术发展及新型号风洞试验对数据采集与处理系统的要求,应用虚拟仪器技术、以太网技术和分布式测量技术,结合数据库技术和HBM高精度远程采集器、PXI总线自动测试系统等硬件设备研制了一套基于数据库的分布式风洞数据采集与处理系统,实现了风洞试验的自动化测试、控制、监视及数据的处理和管理。     

基于机器视觉的共轴双旋翼桨尖位移实时监测系统

共轴双旋翼直升机风洞实验中,配平状态是不可预测或预知的,具有很高的风险性,为了保证实验的安全,开发了一种基于机器视觉测量方法的桨尖位移实时监测系统。根据实验的高转速、高风险的特点,采用高速相机实时采集桨尖图像,通过增加光照、优化相机参数等措施获得了清晰的图像。采用图像分割、目标检测等数字图像处理方法,获取了桨尖的实时位置,通过桨尖位置解算出上下桨尖距离。通过相机外部触发与同步,实现不同转速条件下,桨叶的识别和测量。基于Matlab软件平台开发了系统软件,实现了旋转状态下旋翼桨尖的图像采集、图像实时处理、数据实时显示等功能。在4 m共轴旋翼实验中,获取了悬停状态、前飞状态下的桨尖位移和桨尖距离数据,数据符合共轴双旋翼空气动力学理论。实验验证表明,该系统完全满足实验需求,对保障共轴旋翼实验的安全具有重要意义。     

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...     

Complex automation of aerodynamic experiment in T-106 transonic wind tunnel

The system of complex automation of aerodynamic experiment in T-106 TsAGI transonic wind tunnel is presented. Data acquisition processes, as well as control processes for the model’s Mach number and angle of attack are automated on the basis of new data acquisition and control system involving IVK M2 data acquisition software package and VMIC control software package. The results of balance and pressure experiments (and of the combined ones) are presented. Stages of experimental results processing are described.     

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.     

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。     

模型飞行试验数据采集存储系统研制

为了解决模型飞行试验中狭小空间内多种气动测试技术同时应用的难题,并满足模型飞行试验对数据获取可靠性、有效性的严苛要求,采用模块化设计方法研制了一套模型飞行试验数采集存储系统。针对多种气动测试技术分别设计了相应的信号调理、采集板卡,摒弃了外置信号调理模块,减少系统体积的同时提高了系统可靠性;采用模块化设计,堆叠式连接的方法,可以实现多种测试模块的灵活使用,系统的可扩展性、可维护性大大提高;针对存储模块采用逻辑互锁的软件设计及多种外部硬件防护措施,实现数据可靠记录及完整回收。系统研制完成后经历了严格的环境试验考核,并于2018年在两次气动模型飞行试验中实现成功应用,既满足测试精度要求又可灵活扩展实现,参数获取完整有效。     

Design and Attitude Control of a Quad-Rotor Tail-Sitter Vertical Takeoff and Landing Unmanned Aerial Vehicle

In this paper, we present the development of a quad-rotor tail-sitter unmanned aerial vehicle (UAV) that is composed of quad rotors and a fixed wing. The developed UAV can hover like a quad-rotor helicopter and can fly long distance like a fixed-wing airplane. The main wing of the developed UAV is taken from a commercially available radio-controlled airplane and other parts such as the body frame are newly developed. A microcomputer, various sensors and a battery are mounted on the UAV for autonomous flight without any support from a ground system. Attitude and altitude control systems are developed for the UAV. In order to verify the designed controller, a three-dimensional flight simulator of a quad-rotor tail-sitter UAV is developed by use of MATLAB/Simulink. This paper also describes attitude control experiments. The results show that the propeller slipstream has a negative influence on attitude control. Solutions for the negative influence of the propeller slipstream are also discussed in this paper.