进气道实验中动态数据采集及处理方法研究

本文介绍了进气道实验中动态数据采集及处理方法 ,研究了滤波器截止频率以及进气道不同流量对动态畸变指数的影响 ,对在干扰状态下得到的数据以传统方法、统计方法、误差方法进行了分析及处理 ,并对所得到的实时数据进行了频谱分析 .

矩形平面天线风荷载的实验研究

车辆和舰船等上使用的移动雷达天线必须满足结构重量轻、风荷载小、对其不同方位易于操纵和控制等特点,以便达到准确、快捷、高效的应用目的。文中在西北工业大学NF-3风洞采用测力法对具有不同镂空度的车载矩形平面天线风荷载进行了实验研究。介绍了实验设备、模型构造和实验技术,给出了典型的实验结果,并进行了分析。实验结果表明,实体平面天线的最大阻力系数和方位力矩系数分别为1.877 5和0.135 0,而镂空度为50%的栅状平面天线的最大阻力系数和方位力矩系数分别为0.850 0和0.062 4,后者的阻力系数和方位力矩系数仅分别为前者的45%和46%。

风力机翼型动态测压试验技术研究

结合国家高技术研究发展计划课题'风力机先进翼型族的设计与试验研究',针对动态试验设备研制、数据采集和处理方法,在西北工业大学1.6m×3.0m低速翼型风洞(NF-3风洞)开展了风力机翼型动态测压试验技术的研究。采用S809风力机翼型模型,在雷诺数0.75×106和1.4×106、迎角-2°～+18°条件下,通过改变模型3个平均迎角、3个振荡频率和2个振幅角等状态,进行了动态测压试验,并与静态测压及国外试验结果进行了对比。结果表明:NF-3风洞研制的试验设备,采用的数据采集和处理方法能够应用于风力机翼型的动态测压试验,并可推广应用于其他的翼型动态测压试验研究。

带缝翼多段翼型气动特性的实验研究

首先对测力和测压两种翼型的实验方法作了对比研究,在此基础上用测压法对多段翼型前缘缝翼气动特性进行了实验研究。结果表明,测力和测压两种方法均可用于翼型的实验研究,前缘缝翼缝道的不同构型对多段翼型的增升效果和气动效率(升阻特性)都有极大的影响。具有前缘缝翼最佳优化缝道多段翼型的最大升力系数CL max可达3.900,失速迎角α为31°,它比普通缝道多段翼型的最大升力系数(2.790)增加了39%,失速迎角增大了23°。

NF-6风洞马赫数控制系统研制

NF 6风洞是我国唯一一座增压连续式跨声速翼型风洞,为了提高实验雷诺数,在设计上还具有喷氮降温的功能。笔者介绍了NF 6风洞马赫数控制系统的组成、特点及运行方式,对转速控制子系统、压缩机静叶角控制子系统、二喉道栅指控制子系统等进行了较为详细的介绍。

飞机模型带动力风洞实验高功率密度电机研制

针对飞机模型带动力风洞实验要求驱动电机功率大、尺寸小和转速高的特点,结合某型号飞机实验用16kW电机的研制,提出了根据电机功率密度要求,通过类比法获得长时工作制电机的发热时间常数,计算获得短时工作制条件下电机的初步额定功率,进行电磁及结构优化设计和发热校核,最后进行电机轴的强度和刚度校核设计,同时介绍了地面空载和负载实验方法。

风洞侧壁干扰控制与修正方法研究

风洞侧壁干扰是影响风洞实验数据准确度的一个重要因素,洞壁边界层的存在会使二维翼型升力线斜率的测量值下降,在风洞设计和实验中采用多种方法来减小其干扰。简述了减小或消除侧壁干扰的实验原理、实验方法、优缺点及国内外研究进展,重点介绍了侧壁抽吸、侧壁吹除控制与修正方法,最后介绍了判断控制和修正效果的准则。侧壁抽吸与侧壁吹除方法在实际应用中取得了良好的效果,对抑制侧壁边界层效应有一定作用,能够提高实验结果的精确性。

NF-6风洞压缩机及驱动系统研制

NF-6风洞是我国第一座增压连续式跨声速翼型风洞,轴流压缩机是影响风洞安全运行和流场性能的重要因素之一。介绍了NF-6风洞轴流压缩机的运转性能要求、在风洞回路中位置的选取;压缩机驱动轴系的扭转振动分析;双电机串联主从驱动方式的关键技术等。通过2003年10月的试运转表明,压缩机以及驱动系统的研制是成功的。

荧光微丝在低速风洞试验中应用的关键技术研究

荧光微丝法是将含有荧光物质的直径极小的丝线粘贴布置于模型表面,在紫外线照射下呈现出明显的荧光效果,以此来显示模型表面流场的试验方法,能减小丝线对流场的干扰进而更加真实地反映流场特征。基于在西北工业大学NF-3低速风洞中进行的某大型民机增升装置风洞试验,完成了低速风洞中使用荧光微丝法进行表面流动显示的关键技术研究,包括荧光微丝的制成及粘贴方式、光源的选择及拍摄技术等。模型机翼上表面丝线在不同迎角下的流谱清晰直观、区别明显、易于判读,可较为精细地反映流经翼面的气流状态和范围,并可清晰反映表面流谱随模型姿态角的连续变化情况。同一工况下与荧光油流流谱相一致,说明可较准确地显示流场。与测力试验结果的对比可以看出,荧光微丝流谱结果与测力结果相对应,可以更好地用于流场分析。

基于加权D-S证据理论的分布式多传感器目标识别

针对分布式多传感器环境下的目标识别问题,提出了一种基于加权D-S证据理论组合规则的决策融合方法。分析了多传感器目标识别系统的信息模型,指出传感器的决策可信度由其被支持度及与目标间的距离确定。将该可信度体现为加权D-S证据理论组合规则中的证据权值,综合考虑传感器支持度及其与目标距离,给出了权值确定方法。仿真实验证明方法提高了融合效率,可较快完成识别任务。

高功率密度电机研制的关键技术及其在风洞实验中的应用研究

结合飞机模型带动力以及螺旋桨风洞实验技术要求，同时根据西北工业大学翼型研究中心在研制高功率密度电机过程中的经验，探讨并解决了在电机设计和应用过程中的一系列关键技术问题：电机尺寸小、高功率密度、高效冷却装置、高品质供电电源以及能量回馈问题等。

全机模型附面层状态红外热像探测研究

本文介绍了用红外热像仪对一架飞机模型进行附面层状态探测的情况 ,对模型不加热和布置热丝等不同的实验方法进行了比较 .实验结果表明在模型表面布置热丝可以得到较好的附面层状态热图 .

大型低速翼型风洞侧壁边界层控制系统研制

介绍了NF-3大型低速翼型风洞多喷嘴级联吹气侧壁边界层控制系统的结构和原理。为验证本系统的功能和性能,采用侧壁吹气方案并使用增量式PID控制算法进行气源压力的控制,对具有增升装置的GAW-1翼型进行了侧壁边界层吹除试验研究。试验结果表明:(1)使用侧壁吹气系统后翼型模型中间截面最大升力系数由2.79增加到2.84,增加幅度1.8%,且模型端面截面的升力系数与中间截面的升力系数基本上相等;(2)利用增量式PID控制算法对气源压力的精确控制较好地完成了风洞侧壁吹气功能,改善了翼型表面流动,减小了侧壁边界层对翼型试验结果的影响。

基于侧壁边界层控制的翼型二维流动准则研究

采用翼型中剖面与端面剖面对应点压力值对比的数据处理方法,在NF-3风洞对WA-A210翼型表面流动进行了侧壁边界层吹气控制实验研究,探索模型在失速迎角附近的最佳吹气动量系数与二维流动之间的匹配规律,得到了翼型模型不同状态下的最佳吹气动量系数的判断准则。结果表明:1)利用这一数据处理方法得到的准则能够判断翼型表面的二维流动状态;2)采用侧壁吹气方案改善了翼型表面二维流动,减小了侧壁边界层对翼型实验结果的影响。

螺放浆实验中高精度动态转速测量方法的研究

采用了一种特殊的方法-即分频的方法，在保证高的测量精度的条件下，实现了飞机螺旋浆实验及带动力实验中高速电机或发动机的动态转速测量，该系统已经成功地应用于型号实验中。

基于PSI9816智能压力测量系统的应用研究与风洞实验

论述PSI9816智能压力测量系统的工作原理及硬件结构特点,利用LabWindows/CVI开发工具实现系统的模块功能及其工作流程,结合国家863计划"风力机先进翼型族的设计与实验研究"的翼型风洞实验实例,说明了PSI9816智能压力测量系统在风洞实验中的良好应用前景,具有很高的使用价值。

变频器在风洞实验中应用的关键技术研究

介绍了变频器在风洞的飞机模型带动力实验以及飞机螺旋桨实验中的应用。由于实验的特殊性，所以对变频器的各项性能都有特殊的要求。文中对变频器容量、输出频率、载波频率、压频曲线、频率分辨力以及能耗制动电阻等几个关键技术进行了探讨，最后简单介绍了对谐波干扰的抑制。

基于伺服电机的飞行器模型姿态角控制系统

主要介绍了基于交流伺服电机的飞行器模型姿态角控制系统的硬件组成和软件功能,控制系统结合了交流伺服电机、伺服单元、工业控制计算机(工控机)和可编程逻辑控制器PLC的优点,当模型名义角度在-4°～12°之间时,角度控制精度都在±1'以内,接近国军标先进水平。

带伞空降风洞试验中稳定伞的模拟研究

为了更加真实地模拟空降初期过程,在国内率先对带伞空降风洞试验中稳定伞的模拟方法进行研究,包括稳定伞相似参数的确定、阻力系数的模拟。主要讨论一种在伞模型末端系配重并进行自由落体试验的方法来测量伞阻力系数,并通过在伞顶开孔来调整伞阻力系数,最后采用调整后的伞模型进行风洞试验验证。结果表明:该方法可精确测量伞阻力系数,改变伞顶孔大小能有效调整伞阻力系数,且伞顶开孔可使稳定伞的下落过程更稳定;试验结果符合真实空降时近机身复杂绕流运动流场特性,与空降视频中空降轨迹发展规律相一致,表明所论述的稳定伞模拟技术是可行的。

风洞侧壁边界层控制算法优化及仿真分析研究

为提高风洞侧壁边界层控制系统性能,文中通过介绍NF-3大型低速翼型风洞多喷嘴级联吹气侧壁边界层控制系统的结构和原理,分析并优化侧壁边界层控制系统的控制算法,利用MATLAB软件实现了对优化前与优化后的控制算法的仿真,并对仿真结果进行了分析。仿真结果表明:神经网络自适应PSD控制算法可提高控制系统的稳定性、准确性和响应速度,在一定程度上能够减小阀门的时滞性和非线性对控制结果的影响。