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NH-2大型双试验段低速风洞的动力系统为采用微机控制的大功率高精度直流电动机无级调速系统。 该系统应用转速和速压的模拟量闭环反馈及微机速压数字量反馈的特殊调节方法——给定值补偿调节法,解决了大延时速压参数的高精度控制问题,在国内风洞中处领先地位。 系统的技术数据如下: 控制电机功率 1000千瓦 风速范围 4—88米/秒 追压控制精度 优于0.2% 节省能耗 20%以上 本文介绍微机控制直流电动机原理,主要程序流程图,以及提高速压控制精度的措施。 相似文献
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上海交通大学在建的多功能低速风洞具有串列式的大小两个试验段.为提高边界层试验时的工作效率,将在大试验段的转盘前部设置自动升降粗糙元装置.为模拟风浪流联合作用环境下船舶/海洋工程结构物的流体动力响应,由旁路风道将风引至循环水槽测试部的上方,并且该测试部的风速可以随时间周期变化.为提高大试验段的流场指标,在与试验结果对比的基础上,CFD方法模拟了风洞的内部流场,基于DOE结果生成了Kriging模型,采用多岛遗传算法得到最优解.研究结果表明优化设计的结果显著提高了流场的性能指标. 相似文献
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介绍了新研制的2.4m跨声速风洞槽壁试验段调试情况及流场校测结果.结果表明:该试验段边界层厚度、消波特性等满足使用需求,具有较大的流场均匀区,在M数为0.30~1.00范围内的核心流场M数分布均方根偏差满足GJB1179-91高速风洞与低速风洞流场品质规范合格指标要求,部分马赫数的均方根偏差达到或接近先进指标要求,可投入型号试验.槽壁试验段的成功研制提高了2.4m跨声速风洞承担大型飞机试验任务的能力,在中国大型飞机工程气动设计中将发挥重要的平台作用. 相似文献
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结冰风洞热流场品质符合性是大型结冰风洞适航应用的基础。为明晰制冷系统性能升级优化对3 m×2 m结冰风洞热流场品质的影响,开展了热流场符合性验证试验,评估了热交换器出口和试验段两位置处热流场品质,给出了气流总温修正关系,形成了热流场控制包线。结果表明:热交换器出口和试验段模型区内热流场品质在主要试验工况下均优于SAE ARP5905指标;与升级优化前(2019年)试验结果对比,优化后试验段模型区内热流场空间均匀性显著增强,尤其在高风速、低总温工况下,模型区内均未出现超标的非均匀峰值点。结冰风洞制冷系统的升级优化显著扩展了3 m×2 m结冰风洞主试验段热流场控制包线,增强了结冰风洞试验模拟能力。 相似文献
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准确测量与控制云雾粒径对结冰风洞开展试验具有重要意义。为了研究3m×2m结冰风洞的云雾粒径特性及其影响因素,应用相位多普勒飞行探头系统(PDI-FPDR)开展试验段云雾平均体积直径(MVD)的测量与控制实验,获取了不同状态下的MVD变化规律,通过综合对比分析,探索了压力、风速、温度等因素对云雾粒径的影响。结果表明:云雾粒径对喷雾系统水压、气压的变化十分敏感,且MVD与喷雾气压成反比;气流风速和温度对风洞中云雾液滴的蒸发和碰撞特性影响不明显,MVD受其影响不大,不同状态的最大相对偏差在±10%的误差范围内;MVD受风洞环境负压作用而显著减小。 相似文献
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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. 相似文献
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NF-6风洞通过压缩机静叶角预置进行马赫数粗调,而马赫数精确调节包括压缩机转速调节与试验段下游栅指位置调节两种方式.从调节范围、调节精度、调节速度与安全性4个方面对两种调节方式进行了对比研究.栅指调节在调节范围、调节精度方面具有一定优势,但两种精调方式均能很好地满足指标要求,而利用压缩机转速细调马赫数则具有安全性较好,且系统更简洁等特点.风洞最终选定了利用压缩机转速精调马赫数的控制方式,并确定了马赫数控制的流程.测试结果表明,风洞在全运行范围内马赫数控制精度优于±0.002. 相似文献
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NF-6风洞压缩机及驱动系统研制 总被引:2,自引:1,他引:2
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。 相似文献
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传统的汽车风洞设计一般参考现有风洞的设计经验和沿用工程估算方法.扩散段是汽车风洞的主要部件之一,它的设计经验和估算方法通常基于均匀来流.笔者采用v2f湍流模型研究两种非均匀来流工况下,不同扩散角对扩散段流动的影响.模型风洞扩散段出口速度分布的数值模拟结果与试验结果的一致性表明:使用v2f湍流模型能够真实反映扩散段流动特性.与均匀来流相比,非均匀来流大幅度增加扩散段总压损失因数,约增加420%.壁面摩擦损失和流动分离损失的相互作用使风洞扩散段在某一扩散角下存在最小总压损失因数,且扩散段进口速度不均匀度越大,最优扩散角越大. 相似文献
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微型飞行器研究用极低速风洞的特点 总被引:1,自引:0,他引:1
用于微型飞行器气动特性研究用的极低速风洞在国外公开发表的资料很少见到.因此在总体设计、气动计算与结构设计中均遇到许多新问题.在缺少资料以及实际设计与使用经验的情况下,经过多方案比较、详细的气动计算、调查研究和实机测试,按照设计技术要求研制成功了试验段直径为φ100mm,风速可以从1m/s无级调速到13m/s的微型飞行器研究用极低速开口自由射流风洞.其流场可用区域大,流速可调范围宽,而且可以无级调速.给出了总体方案的选择、部件气动计算的结果、风洞气动轮廓图以及流场测量数据. 相似文献
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格栅湍流场常用于各类风洞试验中,桥梁断面气动参数均与来流风参数有关。对不同格栅湍流场下的风参数沿风洞轴向变化的规律进行了研究,得出风参数主要与测点与格栅断面间距、格栅板条厚度和单元格栅边长有关。随着间距增加,平均风速短期内急剧衰减,然后趋于稳定。随着间距增加,来流湍流的总能量减小而主要能量迁移至高频区域:湍流度呈指数衰减,湍流积分尺度呈增长趋势;约化风谱形状保持相似,峰值对应约化频率值基本保持不变,但峰值变小。另外根据风参数的变化规律,调试出2类特定的湍流场参数:湍流度相似而湍流积分尺度不同的湍流场和湍流积分尺度相似而湍流度不同的湍流场,以便于详尽研究主要风参数对桥梁断面气动参数的影响。 相似文献
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