结冰风洞试验段上壁面自动顶盖装置设计与应用

为了解决模型进出试验段安装和拆卸问题,提出在结冰风洞试验段上顶面设计自动开闭顶盖,利用行车吊装模型进出的方法,研制了外形超12m2、重近5t、定位精度1mm的移动顶盖自动开闭装置。在结冰风洞试验段上壁板中心设计与移动顶盖同尺度的开孔,移动顶盖安装在提升机构的下端,通过四轴同步提升机构垂直升降,用于打开或关闭上壁板开孔;平移机构带动提升机构和移动顶盖,沿试验段上框架顶部龙门结构的两侧支撑轨梁的滑轨水平移动,使移动顶盖从风洞上壁面中心移动到过渡扩散段顶部;研制了升降、平移两轴伺服控制系统,实现了大载荷移动顶盖自动升降和平移控制,解决了移动顶盖结构设计、大载荷四轴同步提升时丝杠间相互别劲、高精度定位控制等问题。系统达到设计指标,已经应用到结冰风洞试验中,提高了试验模型更换效率。     

基于控制律的电加热防除冰系统设计与验证

飞机结冰严重危害飞行安全,电加热是容易控制、低能耗的飞机防除冰技术,由于飞机上电能受限,高效的控制律电加热设计和验证是飞机防除冰设计的关键.为满足大型结冰风洞电加热试验要求,研制了工程实用的基于状态机的控制律电加热防除冰控制系统,完成了控制律电加热防除冰系统的硬件和控制软件开发,实现了多个电加热回路电流按照控制律要求同步接通/断开.利用结冰风洞试验对不同控制律电加热防除冰的有效性进行了验证,电加热防除冰控制律设计达到了技术要求.系统已经应用到结冰风洞试验中,是电加热防除冰试验的重要设备.     

防冰总压/静压探针结构及控制系统设计与应用

结冰风洞的过冷液态水滴容易在总压、静压探针的进气口结冰,严重影响总压/静压测量的精准度和可靠性。设计了带温度反馈的防冰总压探针、皮托管和壁面静压测量单元,将总压、静压导管置于加热体内,使总压、静压进气口温度实现闭环控制;优化设计、安装工艺,将铠装双螺旋电加热丝、总压导管和温度传感器安装在不到10 mm管内,使电加热元件绝缘不受损;电加热丝紧贴内壁面,温度传感器伸入进气口附近,总压探针、皮托管无加热死区;采用变结构电加热控制策略,与风洞运行参数连锁控制,实现电加热防冰控制系统快速调节和控制精度要求。解决了总压、静压进气口结冰问题,防冰总压/静压探针已成功应用于结冰风洞复杂试验环境中。     

0.6m暂冲式跨超声速风洞控制系统设计与实现

针对0.6m暂冲式跨超声速风洞结构组成复杂、试验部段定位和同步控制精度要求高、运行方式多样和运行安全要求严格的特点,研究了0.6m暂冲式风洞控制系统总体设计思想、主要部段多轴联动控制实现方案与控制策略、风洞运行安全联锁实现方式,保证了0.6m暂冲式跨超声速风洞试验效率、控制精度和运行安全,该控制系统设计思想对各类暂冲风洞控制系统设计具体重要借鉴意义。     

基于虚轴原理的风洞全挠性喷管型面控制与仿真

分析了某超声速风洞全挠性喷管的工作原理及特点,针对其型面控制中存在的问题,采用基于虚轴原理的运动同步控制方法,模拟出一根主轴直接驱动电动缸与电动推杆运动轴来实现喷管型面的控制;同时,建立了单路执行机构模型和同步控制系统模型,并通过Matlab仿真验证了模型有效性.结果表明,采用虚拟主轴同步控制策略的风洞喷管型面控制系统模型可以获得满意的运动同步与抗干扰性能,达到了预期目的.     

风洞油源控制系统的设计

油源系统作为风洞的动力系统,在风洞运行和试验中担当着重要角色,而由于长期处于高油高蚀的环境,其各种部件和机构非常容易老化。文中风洞是国内主力生产型风洞,任务繁重,功能要求高,原油源控制系统已非常老旧,故障频发,维修工作复杂耗时,已不能很好的满足试验需求,因此对风洞油源控制系统的重新设计显得尤为重要。针对这一现状,设计了基于PLC控制的风洞油源控制系统,包括系统硬件设计、下位机PLC软件设计和人机界面设计等,综合部署在风洞测控间和风洞现场,实现了风洞油源系统的机泵组启停控制、油压无级调节、油液冷却控制、油源系统状态监测、本地/远程控制等控制功能和操作方式,具有较高的自动化程度、状态监测和功能拓展能力。     

某飞机环境控制计算机仿真测试系统设计

通过研究机载环境控制系统控制功能,分析环境控制系统计算机接口和需求,设计了基于Vx-Works技术的实时仿真测试系统.该系统构建了反射内存实时网络,建立了飞机环境控制系统仿真测试模型.通过管理主控软件运行流程,实现环境控制系统计算机控制功能、性能手动测试和自动测试.     

基于NI cRIO平台的脉冲燃烧风洞控制系统设计

Ф600 mm脉冲燃烧风洞是由中国空气动力研究与发展中心自行设计建设的一座燃烧加热脉冲式高超声速高温风洞,为了实现风洞参数监测和安全运行,提出了一种基于NI cRIO 平台的运行控制系统设计,阐述了系统架构、阀门控制、时序控制、数据采集和安全联锁设计。采用分布式控制架构和PAC技术,能有效满足风洞运行的各项要求,实验结果表明：控制系统性能稳定,时序控制精度小于±1 ms,达到了设计指标要求。     

旋转叶片电加热防冰系统设计与应用

在开展结冰试验时，结冰风洞风扇叶片前缘有结冰风险，影响风洞安全运行。针对大型旋转叶片结冰问题，提出了旋转叶片电加热防冰系统设计方法，研制了大型结冰风洞旋转叶片电加热防冰系统。首先，研制了内置电加热单元和温度反馈的防冰叶片。针对叶片复杂的工作环境，提出一种新的旋转叶片电加热防冰功率计算方法，通过精确测量和方案优化，设计了基于特殊环境的分半式、大尺寸、高线速度、碳刷自动移开/压紧的导电滑环。最后，采用变结构分级温度闭环和试验参数连锁防冰控制策略解决了旋转叶片结冰问题。该系统已应用于大型结冰风洞，运行中加热电流和叶片温度反馈信号传输连续，所有旋转叶片前缘快速加热且温度分布均匀，防冰效果好。     

某结冰风洞喷雾水压控制系统设计

喷雾系统作为某结冰风洞关键子系统之一,用以模拟高空云雾环境,其喷嘴前端水压控制精度和快速稳定性对提高云雾均匀性和风洞试验效率具有重要意义。针对该风洞喷雾水压系统设备数量多、布局分散的特点,设计了主从控制网络拓扑结构;针对系统指标要求高、环境条件严苛的特性对调节阀执行机构的定位精度、控制系统的可靠性等进行了设计,最后分析了系统多支路并联调压的特性,提出了控制策略,并基于分段PID算法实现了喷雾水压的精确和快速控制。该设计方法对复杂工况下风洞系统设计以及多支路并联调压系统的设计具有借鉴作用。     

一种新型大攻角风洞试验系统研制

为了满足现代先进飞行器的大攻角试验需求,提升风洞大攻角试验的测试能力,在FD-06风洞设计开发了一套大攻角试验系统.介绍了系统的总体方案、大攻角机构设计、测控系统设计和达到的主要技术指标.风洞标模试验数据以及实际应用结果表明,系统整体设计合理、堵塞度低、干扰小,可在连续变化攻角过程中动态采集数据,有效扩大了风洞的大攻角试验能力.系统采用的支臂拉杆式大攻角机构设计方法也具有普遍意义.     

基于分布式架构及PAC技术的风洞测试及控制系统设计

为准确分析飞行器气动载荷的实际变化规律,降低舱门、舱体类结构部件所受到的冲击载荷作用,设计基于分布式架构及PAC技术的风洞测试及控制系统。在Hadoop集群安装环境中,设置HBase加载模块,借助压电传感器结构与压力控制子回路,实现对加热器供气管路的指向性连接,完成风洞测试控制系统分布式架构集群的建立,解决飞行器舱门及舱体结构的气动载荷获取问题。以驱动性程序作为软件控制基础,将所有待处理的传感器信息及测试数据显示至相同控制界面中,实现对风洞测试控制信号的准确分析,完成基于PAC技术的风洞测试自适应控制研究。仿真实验表明,不断增大压电传感器所承受的气动载荷总量,在风洞测试控制系统的支持下,舱门、舱体所受的实际冲击载荷作用均下降至4000GB左右,能够满足缓解飞行器气动载荷压力的测试初衷。     

多路热气流量控制及其在防除冰试验中的应用

流量精确控制是保证结冰风洞热气防除冰试验成功的关键,针对传统调节阀控制存在受下游影响大和多路流量控制耦合的问题,设计了一套多路热气流量控制系统,采用背压阀对各支路流量控制单元入口压力进行精确控制,通过电作动筒改变各支路针阀喉道流通面积,结合临界流文氏管流量计流量测量,实现多路流量解耦控制。试验表明,多路热气流量控制系统可实现多路流量解耦控制,调节速度快,10 s左右即可达到目标流量,控制精度高,稳定后最大相对误差小于0.6%,该系统可为我国后续飞行器防除冰试验系统验证与适航审定提供有力支撑。     

CRONE control based anti-icing/deicing system for wind turbine blades

This paper presents an application of CRONE control, a robust control based on fractional order differentiation, to an anti-icing/deicing system for wind turbine blades. The deicing system uses an electrically conductive polymer paint applied on the blade at ice formation areas. The voltage applied to the paint leads to its heating. Based on a temperature measure provided by various sensors placed on the blade, a control system can thus be used to prevent the blade icing up during wind turbine operation or to deice the blade after a rest time. To design the control system, a thermal model of the blade with the paint was developed and its associated parameters were identified using tests in a climatic wind tunnel. A CRONE controller was then designed and its performance evaluated both on blade subparts in the climatic wind tunnel and on a floor-standing real blade.     

飞机尾翼转角测量系统设计

针对飞机尾翼转角测量及远距离监控问题,设计了一种基于数字式MEMS加速度传感器测量飞机尾翼转角的测量系统;分析了电容式加速传感器测角原理;利用数字式MEMS加速度传感器ADXL345,结合无线ZigBee技术采用CC2430模块,以嵌入式STM32单片机作为控制器构建了一种测量飞机尾翼转角大小的测量系统;采用三维转台对飞机尾翼转动进行了模拟,完成了±90°范围内转角的测量;实验结果表明,在±90°转角范围内,测量误差的最大值为0.277°,满足小于0.3°的误差要求;该测量系统可以有效地完成飞机尾翼转角测量工作。     

多气参测量的压力型基准大气数据系统研制

针对某飞行器嵌入式大气数据传感（FADS）系统的飞行试验校准问题,研制了一套压力型姿态角测量的多气参基准大气数据系统。设计了可实现高线性度、解耦的压力型姿态角测量空速管,并配套研制了大气数据计算机。解决了有限空间内多气路之间密封、同时精确取气和压力测量、飞行器机体干扰下的风洞试验标定、多参数拟合修正的气参解算等难题,获得了机体干扰下的空速管测量修正解算公式,实现了基准气参的高精度测量。在完成基准空速管的风洞试验标定和联调试验后,实现了对全系统正常工况下的飞行参数测量精度及系统稳定性考核,最终成功应用于飞行试验中。