风电机组传动链模拟实验台设计与实现

根据大型兆瓦级风力机设计并建造了风电机组传动链模拟实验台,平台由风轮转矩模拟系统和模拟风力机系统构成,通过计算机仿真程序对模拟风轮的输入转矩及模拟风力机的负载转矩进行控制。模拟风力机系统将主轴承、齿轮箱、塔筒等风力机关键部件引入实验系统,计算机仿真程序将剪切效应、塔筒效应等引起的脉动转矩加入风轮转矩输入实际控制程序。实验平台能够较为有效的模拟风力机运行状况,可以利用该平台进行风力机控制、传动链故障诊断等方面的研究。

超声速飞行器FADS系统实时解算设计与验证

针对典型超声速飞行器的头部外形,采用CFD数值模拟方法计算获得超声速飞行器头部测压点阵列的压力数据,设计了基于BP神经网络技术的求解算法和基于FPGA+DSP构架数字信号处理的解算机、飞行马赫数2.0~4.5的嵌入式大气数据传感系统实时解算方案。应用蒙特卡罗法分析测量总误差对算法模型的影响,并获得满足嵌入式大气数据传感系统设计目标要求的测量系统总误差。算法在解算机上完成1次计算所需时间<1ms,完全可以满足嵌入式大气数据传感系统算法实时解算设计的要求。在1.2m×1.2m超声速风洞完成求解算法的实时解算试验,试验结果与风洞系统的测量结果基本吻合,系统在实时解算过程中未出现异常、能灵敏反映出来流参数变化、具有很好的鲁棒性和敏捷性。静压测量相对误差≤6.9%,马赫数测量误差<0.1,迎角和侧滑角的测量误差均<1°。最后还分析了试验误差影响因素,提出了试验改进的方法。

石英真空计在风洞中的应用

压力测量技术是试验空气动力学的一项重要研究课题。由于压力传感器技术的限制,在风洞试验中难以精确测量微小压力值。本文基于石英真空计自主研发了一套微压测量系统,并研究了细长管路对测压系统的影响。该系统能够测量0.2k Pa^2k Pa压强,可同步完成32路压力测量。风洞测压试验结果表明,微压测量系统可以有效应用于高超声速微小压力测量试验,且测量精度优于15%测量值。

分布式航天器真空热试验测控系统设计

针对航天器真空热试验在数据采集、温度控制及系统功能等方面的要求,采用基于LXI总线的仪器控制方案,设计开发了一套分布式测控系统;针对目前系统控制性能不佳的缺点,采用极点校正方法获取在线辨识模型的控制参数初值,然后通过模糊自整定P1D算法获取控制参数修正量,提升了当前控制系统的控制品质;采用层次化软件架构设计测控系统软件,并采用C#语言完成系统开发,实现了对航天器的外热流模拟与温度控制;实际运行结果表明,系统具有可靠性高、扩展性强、控制精度高等优点,并且试验准备时间比原有系统减少一半以上。

吸气式空空导弹FADS系统设计

分析了吸气式空空导弹FADS系统设计面临的关键技术难点及设计流程.针对吸气式空空导弹大长细比布局、高机动、大攻角和低成本控制等特点,提出了一种高精度、多点故障诊断、容错和可抗大过载的FADS系统设计方法.主要包括基于压力模型、分层诊断和多模型重构容错策略的求解算法设计、系统误差模型设计、高精度和抗大过载压力测量模块设计、以及解算机模块设计等.针对某典型吸气式空空导弹外形设计了9个测压点布局、飞行马赫数2.0-4.5的FADS系统原理样机,在1.2 m×1.2 m超声速风洞完成原理样机的实时解算试验,试验结果表明：静压测量相对误差≤6.9%,马赫数测量误差〈0.1,攻角和侧滑角的测量误差均〈1°.重构模型的测量误差接近基准模型的误差;算法诊断故障点数≤3,故障诊断的范围是P1点的偏差≤-20%或≥40%,P2-P9点的偏差≤-30%或≥30%,算法具有≤2故障点的容错能力.系统的测量误差水平、故障诊断和容错能力均能满足工程要求.