XNJD－1工业风洞数据采集与处理系统

本文对ＸＮＪＤ－１工业风洞数据采集与处理系统作了综合介绍。该系统具有同时进行测力测压试验的能力，并提供压力联机校正、模拟量通道标准信号校正功能。整个系统的设计包括了许多先进的仪器概念如：电子扫描测压，模拟量信号调理等。系统具有采集速度快、稳定性好、软硬件功能齐全、实时数据处理、快速提供实验数据报告及图表、使用及维修方便等特点。     

旋转导弹模型非定常表面压力测试技术研究

为了获得旋转导弹模型表面复杂的压力变化，设计了一套嵌入式无线压力测量系统，该系统能够以1 kHz的采样频率对8个压力通道进行同步采集。该绝对压力测量系统的量程为30 PSI，静态测量误差小于5/10 000；在连接10 cm的测压软管后，系统的动态延迟小于1.16 ms，信号幅值衰减小于1%。利用该嵌入式的无线测压系统，在高速风洞中开展了模型表面压力测试，对旋转导弹模型的关键区域多点的表面压力进行了测量，获得了表面压力的动态特征。结果表明:所提出的非定常表面压力测试技术可同步多点测量旋转导弹模型表面压力，为开展相关旋转模型气动特性风洞试验提供了一种有效的非定常表面压力测试手段。     

一种建筑物脉动风压测量系统

简要介绍了一种应用在建筑物模型风洞试验中测量脉动风压的电子扫描系统。它是由原电子扫描测压系统ＰＳＩ７８０Ｂ的传感器模块及其校正单元、与多通道高速Ａ／Ｄ板、ＰＣ４８６微机和新设计的测压点选通接口组成。此外还使用毛细管限流器改善脉动测压系统的频响，并以上海浦东某高层建筑模型的脉动风压试验为例，讨论了系统的应用以及有关试验风速、采样时间与频率的选取，数据处理等实验技术问题     

过程控制机

过程控制机由数据采集系统、智能控制器、控制过程量输入输出部件和标准接口等组成。数据采集系统采集测力天平和压力传感器的输出信号,它的模拟量输入通道32路,采集速度5万次/秒,系统精度0.04%。模拟量输出控制调压阀系统,频率量输出控制模型姿态角系统,标准接口 IEEE-488和上位机通讯,传送命令和数据,所有软件固化在智能控制器的 ROM 中,它分析上位机送来命令指挥各部件工作。文章还介绍过程控制机在风洞测控系统中的工作过程以及使用后取得的良好效益。     

凤洞试验的测力测压一体化数据采集处理系统

本文介绍了南京航空学院空气动力研究所 NH-2低速风洞中以 HP1000A700计算机为中心的测力测压一体化试验的数据采集处理系统。该系统实现了风洞试验过程中对模型受到的力、力矩、表面压力、洞壁压力等的快速高精度同步采集和处理,不但使风洞的效率得到提高,而且有利于开展新试验技术的研究。文章讲述了系统的组成和特点,给出了系统配置图。系统包括 HP-2250测量控制子系统、780B 电子扫描压力测量子系统和 HP-1000主计算机,各子系统频繁的实时校正保证了测试精度优于±0.10%。文章重点介绍了软件的设计,并给出了几个应用实例。     

HYSCAN2000电子扫描压力测量系统

ＨＹＳＣＡＮ２０００电子扫描压力测量系统是目前世界上新一代的高速压力测量系统。本文概述了ＨＹＳＣＮ２０００电子扫描压力测量系统的原理、组成、特点及在１．２米×１．２米跨超声速风洞测压实验中的应用。     

国产的DSY128电子扫描压力测量系统及应用

对新型国产DSY128电子扫描压力测量系统及其方框图的各部分组成及功能作了较详细地说明，同时，详述了该系统在西工大低湍流度风洞翼型压力分布实验及沈阳空气动力研究所新建1．2m风洞流场校测中的现场使用情况，给出了几种实验的部分压力分布曲线图。     

电子扫描压力测量系统的特点与应用

本文叙述了电子扫描压力测量系统的主要特点及其在风洞中的应用。对如何发挥该系统的优良性能,保证所测信息的精确性作了研究,并对有关问题提出看法,以便共同探讨。     

微小通道沿程压力测量方法研究

设计并搭建了一套微小通道沿程压力的测量系统，包括PMMA通道和压力方腔、微应变传感器及多通道应变仪等。利用注射泵的推进方法提供微通道静压，采用FCO510型高精度微差压计的测量值作为标准压力，通过多通道应变仪测量微通道方腔中各个应变片的应变值，从而建立标准压力和应变之间的标定函数。分别对3种微压芯片在80、70、60及50mL/min等4种不同流量下的压力分布进行了测量，压力分布具有良好的线性规律。不确定度分析表明压力误差的相对扩展不确定度范围为0.15%~6.82%，测量结果的有效性和可靠性较高。     

瞬态压力测量中通道效应的修正(英文)

某些情况下，在测试瞬态压力时必然包含有连接通道，内燃机示功图的测量就是一个典型的例子。但是通道的气动特性使测录的压力波发生畸变，本文考虑了通道中的非定常、非等熵流动，并且提出了一种特殊的逆特征线法用于对畸变直接进行校正，实验结果显示通道的畸变效应可以得到完全的修正。另外，本文指出在传感器的安装、维护、寿命和抗热冲击等方面，连接通道的存在反而是有利的。     

CAARC高层建筑标模动态测力研究

CAARC高层建筑标模的动态测力试验在南京航空航天大学NH－2低速风洞中进行，在均匀流场中以及模拟大气边界层中分别测量了模型的动态气动力和力矩的平均值，均方根值，峰值，试验目的是为检测NH－2风洞的大气层边界模拟技术，动态天平，测试仪器以及动态数据采集和处理系统，试验结果表明，CAARC标模的所有动态气动特性在NH－2中的测量值与国外部报导的结果符合得较好，因此，NH－2风洞的大气边界层模拟技术，动态天平，测试仪器以及动态数据采集与处理系统可以承担高层建筑方面动态测力试验任务。     

空间流场实时测量处理系统

本文叙述了南京航空学院空气动力研究所ＮＨ－２低速风洞中以计算机为中心的空间流场测量、控制和处理系统的组成和特点，给出了系统配置图，对各子系统亦作了简要介绍。重点介绍了通过软件设计，使试验过程达到高度自动化和实时性；使测量的压力值处理后得到被测点的总压、动压和静压以及气流方向，并直观地提供了流场的流动特性。该系统为空间流场的定量测量提供了有力的手段。     

基于微型压力传感器阵列的翼面压力分布直接测量系统

研发了微型压力传感器并构成柔性衬底基阵列,直接置于翼型外表面实现压力分布测量.结合传感器特性和气动测量需求,设计了压力传感器阵列恒流驱动电路和差分滤波电路,并通过LabVIEW调用所开发的MAT-LAB的应用程序实现了数据的在线处理和实时显示.结合NACA0012翼型对该测压系统进行了低速风洞实验.对其有效进行了初步验证.     

8400电子扫描压力采集系统及其风洞应用

西工大翼型研究中心于１９９２年７月在其翼型风洞中配置了美国ＰＳＩ公司新一代８４００并行处理电子扫描压力测量系统。本文概述该系统的性能结构特点和在翼型风洞中的应用情况．     

一种基于EMD的低湍流度信号处理分析方法

采用热线风速仪在3座典型低速风洞中进行了流场湍流度测量，这3座低速风洞包括1个低湍流风洞、1个常规闭口风洞和1个开口射流风洞。针对湍流信号通常受噪声干扰的问题，在湍流度值处理中引入了经验模式分解（EMD)自适应滤波和HHT时频谱分析方法。将EMD方法与其他几种湍流度值处理方法进行了比较，包括带通滤波方法（BP)、电磁噪声解耦方法（ENC)和高通惯性衰滤波方法（HPIA)。采用EMD方法测得低湍流风洞的湍流度值，在流场速度30~100 m/s的范围内小于0.05%。采用HHT方法完成了脉动速度信号的时频分析，分析发现开口风洞试验段的脉动速度HHT时频谱有突出的低频信号。所构建的EMD自适应滤波器可以有效控制噪声对热线输出信号的影响，是一种有效的低湍流度信号处理方法。     

2m×2m超声速风洞测量系统与运行管理系统研制

2m×2m超声速风洞测量系统采用NI公司的嵌入式实时控制器及GE公司的反射内存技术构建实时网络,选用NI公司的数据采集卡实现数据采集,选用PSI 8400 DTC系统实现模型表面压力测量.运行管理系统包括运行操作系统软件和状态监控系统软件,主要完成风洞试验运行、操作、控制以及风洞试验状态监控.系统软件应用NI公司的LabVIEW 8.6.1图形化开发环境进行开发.介绍了系统研制内容、技术指标、研制方案、关键技术问题及其解决途径.该系统具有功能完善,技术指标先进,操作界面友好,使用维护方便的特点.     

高速风洞大振幅俯仰动态试验技术研究

在高速大迎角时的动态气动特性是衡量新一代高机动飞行器气动性能的重要参数之一。笔者介绍了在CARDC的FL 21与FL 24高速风洞配套的大振幅俯仰动态失速实验系统。该系统包括:FL 21与FL 24高速风洞大振幅俯仰运动机构;俯仰运动控制系统;数据采集与处理软件系统。该系统可以在高速风洞中真实模拟飞行器大振幅俯仰运动,并测量其相应的非定常气动力的变化,也可以为飞行器的飞行力学动态性能分析或飞行模拟器提供非定常气动力数据。试验研究初步揭示了航天飞机OV102模型高速大迎角俯仰运动的动态气动特性。     

2.4m跨声速风洞压敏漆测量系统研制与应用研究

近十几年来,由于压敏漆(Pressure Sensitive Paint、PSP)测量技术的不断完善与发展,国际上主要空气动力试验机构逐步将其应用于2 m量级工程型风洞,完成模型表面压力测量、模型表面流动显示与 CFD 结果验证。在2.4m跨声速风洞建立了双组份、多光源和多CCD的PSP测量系统,解决了大型暂冲式跨超声速风洞试验存在的模型表面温度变化、光照均匀性与强度变化,以及模型振动、试验数据修正、喷涂与压敏涂料校准等诸多影响PSP测量结果精准度与可靠性的问题,并成功应用于大飞机测压模型和三角翼测压模型压力分布测量试验。试验结果表明:在小迎角范围压敏漆涂层对模型表面压力分布影响不明显;在试验马赫数0.4~0.82、模型迎角-4°~4°范围,PSP与传统电子扫描阀测量结果的Cp 均方根偏差小于0.03,测量精准度与国外同量级连续式跨声速风洞相当。可以为飞行器气动优化设计和空气动力学研究提供一种新的、先进的测试技术。