基于现场总线和实时网络的某射流风洞安全连锁与状态监控系统研制及应用

针对某射流风洞系统架构复杂、控制对象及液压机构多、模型支撑机构调节灵活、马赫数连续变化可调的特点,研制了一套专用的安全连锁与状态监控系统;该系统充分利用Profinet等先进现场总线和实时网络技术,搭建了基于西门子S7-1500系列PLC为核心控制器的硬件平台,并自主研发了实时监控软件系统,解决了多层/多源控制子系统之间的快速数据交换、试验前仿真运行模拟策略等技术问题,建立了可靠的安全联锁逻辑与三级关车机制;系统静动态测试表明,该系统适用马赫数0.3~3.5区间内的风洞试验,快速阀开闭时间优于10 s,调压阀开闭时间优于2 s,压力监测精准度优于0.1%,阀门开度监测精准度优于0.1 mm,监测与控制调节周期优于100 ms,系统运行稳定流畅,数据实时准确,为风洞人员及设备安全提供了必要的软硬件保障。

FL-23风洞级间分离与网格测力试验系统

近年来,随着飞行器研制不断高速化发展,一些型号要求在超声速条件下实现级间分离与网格测力试验。为了实现超声速飞行器级间分离与网格测力风洞试验,利用FL-23跨超声速风洞独有的投放机构,通过对上、下支撑及其控制系统进行改造升级,实现了X、Y两个方向的复合运动,建立了马赫数0.3～4.0的级间分离系统。经过多期型号试验验证,该系统对模型定位控制精度达到要求,满足飞行器高马赫数下开展级间分离与网格测力风洞试验需求。

高超声速风洞五自由度机构技术改造

五自由度机构是某高超声速风洞的关键设备之一。针对风洞长期频繁使用五自由度机构暴露的问题,对五自由度机构进行改造,改造内容包括:控制系统改造、Y轴速度提升、隔热板机构改造和线缆更新。技改后对五自由度机构进行了测试和标模试验,结果表明:五自由度机构性能有明显提高,标模测力试验结果良好、满足国军标值。

0.6米暂冲式跨超声速风洞流场控制系统设计

0.6m暂冲式跨超声速风洞是一座引射下吹式暂冲型三音速增压风洞,风洞具有结构组成复杂、系统控制精度要求高、运行方式多样和运行安全要求严格的特点;对风洞流场控制系统硬件结构和功能需求进行了分析,开展了基于NI PXI RT嵌入式实时硬件结构和LabVIEW软件开发平台的风洞流场控制系统研制工作。重点在控制系统硬件组成、软件结构和功能设计、信号采集与处理、控制策略和安全策略方面开展了设计、研究和调试工作。应用结果表明:该系统具有调节快、精度高、稳定性好、安全可靠的特点,成功实现了暂冲式跨超声速风洞复杂流程控制系统的应用软件开发。

基于PXI总线的Φ0.5米高超声速风洞测量系统研制与应用

测量系统是风洞中必不可少的重要的设备之一,其性能对风洞试验的准确性、可靠性和运行效率具有至关重要的影响;近年来,Φ0.5米高超声速风洞原有测量系统逐渐暴露出精准度下降、软件通用性不足、维护不便等缺点,已不能完全满足日益复杂的风洞试验需求;针对此情况,该风洞重新研制建立了一套基于PXI总线的64通道的测量系统,并通过严格测试投入应用,该系统的应用在一定程度上提高了试验数据测量的准确性、可靠性和自动化程度,拓宽了Φ0.5米高超声速风洞的综合性能。

某高超声速风洞模型底压精确测量方法改进研究与试验验证

针对某高超声速风洞模型底压量值低精确测量难度大、底压传感器容易过温超载等问题,在某高超声速风洞中建立了一套可精确测量风洞模型底压的专用装置;该装置采用了小量程绝压式薄膜电容规作为主要的测量元件,并有针对性的设计了传感器过压保护气路、水冷隔热结构和测控程序;该装置布置于该风洞试验段内模型支撑机构上,可大幅缩短测压气路,减少转接环节;该装置在马赫数5~9试验条件下开展了HB-2标模试验验证,试验结果表明:该模型底压精确测量装置达到了设计要求,集成度高,故障率低,系统稳压时间显著缩短,可快速响应模型底部压力变化情况,可适应高马赫数试验条件下模型底压测量要求,系统测量精度优于0.5%,能大幅度提高了高超声速风洞模型底压测量的精准度。

基于虚拟磁链定向的NPC三电平逆变器有限控制集模型预测控制

针对传统的NPC三电平逆变器有限控制集模型预测控制(Finite Control Set Model PredictiveControl, FCS-MPC)存在计算量大、du/dt高等问题,提出了一种改进的FCS-MPC策略。通过添加开关跳变等约束条件,计算量减至传统FCS-MPC的1/3,同时降低了du/dr;以电压预测代替电流预测,进一步降低了算法的计算量。此外,给出了一种改进的电网虚拟磁链观测模型。根据逆变器αβ坐标系下的离散数学模型估算出电网电压,而后采用一阶低通滤波器计算电网虚拟磁链,减小了虚拟磁链的波动。仿真结果验证了所提出的虚拟磁链观测方法的有效性和NPC三电平逆变器FCS-MPC策略良好的动静态特性。

一种分体积木和功能分层式结构的多适应型纹影系统研制及应用

2 m×2 m高速自由射流风洞纹影系统具有仪器光轴位置高焦距长、多测量工位移动范围宽、多部件协同控制环节多、试验过程振动大、现场设备有干涉等特点,为了满足其可靠性、维护性、安全性、抗振性的设计要求,项目有针对性地创新发展了主反射镜装调形式、功能分层结构、多维手动/电动相结合的调节方式、定位减振方法,克服了高精度研磨、多光学部件耦合、装配应力影响大等困难,建立了一套Φ800 mm口径分体积木和功能分层式结构的多适应型纹影系统。该纹影系统通过多轮静动态试验验证和应用,从试验结果可以看出,该大型纹影系统运行稳定可靠,成像效果良好,纹影视频画面清晰,无明显条纹和阴影;系统功能完善,电控+手动的多自由度光路调节方式使用便捷,定位精准;图像采集软件自动化程度高,系统具有较高的普适性,可满足2米×2米高速自由射流风洞大部分试验任务需要。

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。

高超声速风洞模型底部压力测量方法研究

模型底部压力测量是高超声速风洞高超声速风洞气动力试验的重要组成部分,它的精确度直接影响到模型气动特性的精确测量。考虑到高超声速流场条件下,模型底部压力低,测量难度大的问题,我们找到了一种行之有效的解决方法,即采用振动筒式压力传感器测量参考压力与压差传感器测量压差相结合的方法来测量模型底部压力。实际应用中证明该方案设计合理,可明显提高模型底部压力数据的可信度。

Ф0.5米高超声速风洞温度标定系统的建立与应用

为满足风洞测量精细化需求,从源头上减小温度测量误差,我部有针对性的研制建立了一套新的温度标定系统,实现了热电偶、热电阻等温度一次仪表的自动化检定功能和温度二次仪表检定功能,具有标准化程度高、测量精度高、自动化程度高等特点。该系统已成功应用于Ф0.5米高超声速风洞试验,结果表明:该系统对于提高温度仪表使用的可靠性,保证风洞试验质量和安全运行具有十分重要的作用。

0.6米暂冲式跨超声速风洞控制系统研制

0.6米暂冲式跨超声速风洞控制系统子系统繁多,逻辑关系复杂,采用基于现场总线和网络化的开放式集散系统进行信息通讯。PXI核心控制系统作为关键子系统,在风洞不同运行阶段采用不同流场控制策略,其风洞总压和马赫数控制精度优于0.2%和0.002。安全联锁控制系统能够实时监控显示风洞运行状态,并与PXI核心控制系统构成冗余设计,在异常情况下实现风洞安全关车。柔壁喷管系统采用多轴联动定位控制,能够实现精准定位,各测点误差均小于0.2 mm。调试结果表明风洞的各项指标均达到了设计要求。

Ф0.5米高超声速风洞纹影监视系统数字化改造与应用

纹影监视系统是风洞流场监视的主要工具之一,原有(0.5米高超声速风洞纹影监视系统为模拟视频采集系统,具有视频信号清晰度低,存储介质落后,查询繁琐等缺点。通过对纹影系统的数字化改造,提高了纹影系统视频质量及自动化程度,增加了监视点位,拓展了部分主要功能。新系统已成功应用于(0.5米高超声速风洞,为风洞安全高效运行打下坚实的基础。

2.4m跨声速风洞流场预测自抗扰控制

针对2.4m跨声速风洞总压和马赫数控制具有强耦合、时滞、系统参数摄动和外界干扰不确定性等特点,设计了预测自抗扰控制。采用自抗扰控制(ADRC),将总压和马赫数两个通道之间的耦合、流场建模误差、系统的参数摄动和外界干扰等视为总干扰,通过扩张状态观测器(ESO)将总干扰估算出来并进行前馈补偿,一方面可以实现总压和马赫数的解耦控制,另一方面提高了流场的抗干扰能力。同时使用Smith预估器得到系统无时延输出并将其反馈至扩张状态观测器,加快其收敛速度,从而提高控制系统的性能。仿真结果表明,该控制器能够很好地实现总压和马赫数的解耦,并且具有良好的动态特性、抗干扰能力和鲁棒性。

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,从试验结果可以看出,同阶梯变攻角试验方式相比,某式某型高超声速风洞连续变攻角试验技术缩短了约2/3的试验时间,大幅节约了气源,有效地减小天平温度效应,获取了更丰富的试验数据,达到了预期的研究目的,实现了某式某型高超声速风洞连续变攻角测力试验技术的工程化应用,可用于大多数测力试验。