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。

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。

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。

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。