4 m×3 m风洞大迎角机构上位机软件

针对大迎角机构机械装置、控制硬件的改造升级,基于Labview框架平台设计编写上位机控制软件。优化更新基于TCP/IP协议的Socket通信,增设虚拟支杆设定、模型防碰撞识别等功能。编制的控制软件已成功应用于气动中心4 m×3 m低速风洞大迎角试验。结果表明,该软件有效提升了试验质量效率和设备运行安全。

1.2m跨超声速风洞超扩段栅指控制系统

对 1 .2m跨、超声速风洞栅指M数控制系统作了较为详细的介绍 ,包括硬件系统的设计、硬件配置、功能选择和软件设计 ,以及本系统与风洞总压控制系统的连接和通讯 ,最后给出了 1 .2m跨。

1.2m跨超声速风洞柔壁喷管控制系统设计

1.2m风洞柔壁喷管控制系统采用恒定转速开环方式控制定位螺母位置,存在定位精度较差、试验效率低等问题,为此在保留现有电机及传动结构不变的基础上,提出一种以"PLC+变频器"技术为核心的控制方案,实现定位螺母精确位置控制,并在系统中增加监测手段,实时监测系统运行情况。经过近一年系统运行表明:定位螺母控制定位精度与喷管更换效率,达到了技术指标要求,在上位机以及触摸屏上均可以实时显示传感器监测信息,并实现软限位等功能,提升了风洞试验运行效率和运行安全。

1.2 m风洞增量引射器控制系统

针对增量引射器无法实现自动控制,研制一套采用"PLC+变频器"技术的控制系统。系统通过Modbus和SSI总线通信协议构建了经济可靠的硬件平台,利用模糊控制规则进行位置和速度双反馈控制,实现了增量引射器本地/远程自动控制。运行结果表明:该系统已投入风洞试验运行1 a,能够实现增量引射器开度的自动控制,且能够提升定位控制精度。

M型抗风降温塑料大棚风效应与对比分析

为提高塑料大棚的抗风降温性能,优化提出了M型大棚。采用计算流体动力学(CFD)方法,围绕M型大棚、大跨度拱棚、双连栋拱棚,分别开展了不同风向角下的整体风压特性分析,并通过对棚身分区计算得到了风荷载体型系数和极值风压。研究结果表明:M型大棚在各风向角下的整体风压系数均小于大跨度拱棚和双连栋拱棚;随着风向角增大,各区域风荷载体型系数大致呈减小趋势,斜风向下出现局部高负压区域;M型大棚、大跨度拱棚、双连栋拱棚的风荷载体型系数最大值分别出现在30°、0°、0°风向角下,对应数值分别为-0.73、-1.28和-1.16,3种棚体的极值风压分别为0.296、0.518和0.470kPa。基于研究成果建造的M型大棚经受住了多次台风的考验,通过真实工程验证了M型大棚优越的抗风性能,为其推广应用提供了参考依据。

集成神经网络在2.4m跨声速风洞马赫数预测中的应用

2.4 m跨声速风洞空气流动是复杂的三维流动,想要利用机理模型来描述马赫数的特性十分困难,所以采用数据驱动的方式建立风洞马赫数模型。提出一种基于特征子集的集成神经网络建模方法,该方法选用动态NARMAX模型,并采用集成神经网络的方法建立了风洞马赫数预测模型;最后,进行了单一神经网络模型与集成神经网络模型在马赫数预测上的性能对比。试验结果表明:集成神经网络模型可以在保证预测准确度和泛化性的基础上,降低模型的训练和测试时间。

基于TSV软件的大型低速风洞8 m×6 m试验段结构有限元分析

大型低速风洞8 m×6 m试验段能够减少模型尺度效应,更好地模拟被测试模型的细节,在航空、航天等领域有着广泛的应用需求。风洞尺寸越大,对风洞结构的安全性、可靠性和建造成本的要求就越高,因此,在设计阶段就必须对风洞试验段进行整体结构强度、刚度分析以校核其运营的安全性。以有限元模拟仿真分析软件TSV-Solutions对8 m×6 m试验段进行结构强度分析和模态分析,根据结果提出优化改进风洞试验段的结构,并对优化后的结果进行分析,优化后的大型低速风洞8 m×6 m试验段整体结构的强度和刚度在各种载荷工况下都能满足工程要求,计算模态结果与原设计方案一致,验证了本分析模型的合理性和可靠性。

Φ5 m立式风洞尾旋试验3维场景复现软件

为直观展示风洞尾旋试验结果,提高数据的利用率,基于OpenSceneGraph 3维渲染引擎设计一款软件。以模型数模与位置、姿态角、舵偏角等数据为输入,将尾旋试验过程3维复现,并可自由调整观察视角、控制渲染速度、导出尾旋动画。结果表明:该软件已成功应用于气动中心Φ5 m立式风洞尾旋试验,有效提升试验效率和数据分析体验。

HNC100电液智能控制器在2.4米跨声速风洞中的应用

2.4米风洞原电液伺服驱动系统采用的电液伺服控制器由分离元件构成,存在可靠性低、调试、使用和维护困难等问题,为提高系统性能,提出采用"智能控制器+数字总线"的总体技术方案进行改造升级。方案用HNC100智能控制器替代原电液伺服控制器,选用伺服控制模式实现单个液压轴的位置闭环控制,在机器数据设置部分选择相应的同步类型进行同步控制,并给出了调试过程中应注意的问题。应用结果表明:HNC100电液智能控制器运行稳定,简便易行,能够替代模拟电液伺服控制器,提升电液伺服系统运行性能。

飞行器非定常气动力试验与建模研究

介绍了57°三角翼布局战斗机模型在CARDC直径3.2m风洞进行的俯仰、偏航和滚转3个方向大振幅振荡的非定常气动特性，试验的振幅为20°、35°，俯仰和偏航振荡的减缩频率为0～0.06,滚转振荡的减缩频率为0～0.2。另外利用基于频率域的Fourier变换法和非线性代数法，对非定常气动力建模进行了探讨，气动模型预测结果和试验结果具有较好的一致性。

大展弦比机翼跨声速静气动弹性风洞试验

基于静气动弹性风洞试验研究了某翼身组合体的跨声速静气动弹性效应。试验结果表明:在设计巡航点,静气动弹性对大展弦比超临界机翼的气动特性影响明显,可使机翼的升力系数降低21%、升阻比增加8%、焦点前移约1%bA;在超过巡航马赫数后,静气动弹性效应使得机翼气动特性有恶化的趋势。跨声速时,马赫数和速压对机翼的静气动弹性效应具有较大影响,且影响规律呈复杂非线性,难以依据现有理论分析准确预计。

猫道对大尺寸主缆气动干扰效应风洞试验研究

悬索桥施工期猫道对主缆存在气动干扰效应,从而可能对主缆的驰振性能产生一定影响。文章选取某大跨悬索桥施工期主缆尖顶型和平顶型两种施工方案中共五种工况进行研究。首先,采用3D打印技术制作主缆模型,利用风洞试验方法分别得到不考虑猫道气动干扰影响及考虑猫道气动干扰影响下五种工况的气动力系数,并进行对比分析;然后根据登哈托判据对主缆在-3°~3°风攻角范围内的驰振性能进行分析和对比。结果表明:猫道的气动干扰效应使主缆的阻力系数有所减小,升力系数也发生了明显改变;猫道对0°风攻角时主缆1~#和4~#驰振性能影响较大,在分析施工期主缆的驰振现象时,猫道的气动干扰效应不能忽略。

稳态雷暴冲击风风速剖面模型研究

雷暴冲击风是非台风地区形成极值风荷载的主要原因。采用静止型冲击射流装置和大涡模拟分别对雷暴冲击风风场进行了物理试验和数值模拟,考察了径向风速和竖向风速的分布特征。将大涡模拟结果和试验结果与现有实测数据和理论模型进行了对比,验证了试验和数值模拟结果的可靠性。针对现有的径向风速模型并不适用于所有径向位置处径向风速的问题,结合物理实验和大涡模拟的结果,提出了沿径向变化的径向风速剖面模型。同时,根据风场竖向风速的特点将其沿径向位置分为三个区域,给出了三个区域竖向风速剖面模型。

8m低速风洞虚拟飞行试验技术研究

针对大尺寸缩比飞机模型的气动/运动/控制耦合问题,发展了基于8 m大型低速风洞的虚拟飞行试验技术,开展了4 m尺寸的大展弦比类飞机模型虚拟飞行验证试验,并将试验结果与虚拟飞行环境下的仿真结果进行对比。试验系统功能稳定可靠,设计的试验支撑装置运动范围大、可兼顾单/双/三自由度试验,且满足大载荷受力条件;姿态测量精度优于±0.3°,可实时测量舵面位置且延迟不足0.1 s;俯仰和滚转闭环控制试验响应历程和仿真结果平均偏差不超过5%。研究结果表明,8 m风洞虚拟飞行试验技术能够有效模拟大尺寸缩比模型的机动运动,并具备纵向、航向及横向耦合闭环控制试验模拟能力。