FL-3风洞喷流试验高精度数字阀的设计与实现

详细介绍了FL-3风洞喷流、带涡轮动力模拟器(TPS)试验中用于流量和压力控制的数字阀系统的设计,包括技术指标、总体方案、通断阀门的类型和喷管的气动设计等。地面调试结果表明:数字阀系统设计合理,喷流流量绝对控制精度小于±5g/s,且控制时间快、效果平稳,满足了FL-3风洞喷流、TPS试验流量压力精确快速控制的设计指标。

高速风洞一体形式的喷流影响试验技术研究

详细介绍了FL-3风洞一体形式的喷流影响风洞试验技术,该技术区别于分离形式的喷流影响试验技术,利用波纹管实现了飞行器模型与喷管的一体化设计。天平同时测量模型外部气动力和喷管推力,避免了分离形式喷流影响试验技术存在的喷管几何不完全相似、模型与喷管易碰触、腔压难以准确修正等问题。对一体形式喷流影响试验技术的相似参数、试验原理、波纹管技术等进行了系统介绍,地面调试及风洞试验表明:一体形式的喷流影响试验技术可以获得不同落压比和不同矢量喷流对飞行器的喷流影响量,在经过进一步细节优化后,将形成成熟的试验能力,并依据该技术可以发展喷管性能风洞试验技术、一体形式的推力矢量风洞试验技术等。

溢流阀动态性能仿真研究

借助面向工程设计的高级建模和仿真软件AMESim,以直动式溢流阀为研究对象,结合溢流阀工作原理建立系统仿真模型,对溢流阀动态特性进行研究分析。对不同参数值下的溢流阀进口压力、阀芯位移动态仿真曲线进行比较与分析后,总结出影响溢流阀动态性能的参数变量,为溢流阀的研究设计和性能优化提供参考依据。

基于CMOS传感器的循迹智能车路径识别研究

介绍了基于CMOS传感器的图像采集的方法,并对赛道信息的提取与识别进行了深入研究。给出了CMOS图像采集的工作原理、硬件设计和软件实现,通过分析差分法和传统边缘检测算法的优缺点,提出了一种更为优越的黑色指引线提取算法——跟踪边缘检测算法,并精确提取指引线的相关参数,设计路径判别器,从而识别赛道路况。实验表明,此方法有更高的执行效率和判别准度,适用于循迹智能车。

矢量喷管静推力精确测量试验技术研究

详细论述了矢量喷管静推力精确测量试验技术的原理、所需设备以及试验方法,该技术主要模拟喷管模型喷流落压比以及出口马赫数相似参数,将模型安装在推力测量平台的真空试验舱中,同时利用外式天平进行矢量喷管气动力的精确测量。试验数据经过流量修正、安装姿态修正、基于橡胶膜片的空气桥系统对于天平的压力影响以及流量影响修正之后,即可以得到较为精确的矢量喷管静推力值、推力系数以及矢量角等参数。试验结果表明:在推力测量平台进行矢量喷管静推力测量试验,轴向、法向推力系数以及矢量角随落压比的变化规律正确,试验精度满足国军标要求,达到型号应用水平。

高速风洞喷流控制系统设计与实现

为了提高控制精度和调节速度,喷流控制系统采用由电磁阀和文氏喷管组成的数字阀作为调节阀,并针对数字阀的调节脉动和启动气流冲击等问题,设计了增量式PID、控制延时与线性预开度相结合的控制方法:增量式PID控制安全可靠,误动作影响小;控制延时使电磁阀的开关时间相匹配,抑制了电磁阀切换导致的气流脉动;线性预开度解决了数字阀突然启动造成的气流冲击力过大的问题。调试结果表明,喷流控制系统稳定可靠,控制精度和调节速度满足试验需求。

高超声速飞行器后体推减阻高速风洞试验技术

针对高超声速飞行器组合喷管与后体的一体化性能测试的需求,发展了一种后体推减阻试验技术,研制了双波纹管天平系统和基于高精度数字阀的喷流质量流量控制系统,在FL-60风洞建立了由通气腹部支杆实现模型支撑及供气、内置单天平实现气动力及推力测量、双金属波纹管实现双路喷流独立模拟且不传力等组成的双发飞行器后体推减阻试验系统,实现了飞行器后体推减阻特性的测量,也可实现双发喷管推力特性测量。系统调试和风洞试验结果表明,试验系统运行稳定、可靠、质量流量测量精度优于0.3%;后体推减阻特性规律合理,重复性精度达到国军标常规测力合格指标;建立的试验系统可用于来流马赫数0.3~4.0、迎角0°、喷流总质量流量0~2.0kg/s的双发高超声速飞行器后体推减阻试验和带外流的推力特性试验;提出的试验技术可进一步发展为全机推减阻试验技术。

反推短舱全环格栅静态试验技术研究

反推短舱全环格栅的气动设计是涡扇发动机反推系统的关键,决定了反推系统使用中与发动机的匹配性以及为飞机提供的反推力.本文详细介绍了缩比涡扇发动机反推短舱全环格栅静态试验技术,包括试验相似参数模拟、试验原理、试验关键技术和数据处理过程等.试验结果表明,试验系统的有效面积比均方根误差0.0013,反推效率均方根误差0.0014,压力系数测量均方根误差0.0033,反推短舱入口总压最大不均匀性小于1.54%.典型状态数值计算与试验结果一致性较高,试验技术可精确评估缩比涡扇发动机反推全环格栅气动特性.