Φ5m立式风洞动力系统

Φ5 m立式风洞是我国第一座大型立式风洞,风洞动力系统采用交流调速方案:选用进口中压变频器,驱动国产交流异步变频电动机,已经于2006年9月通气成功.笔者主要介绍了Φ5 m立式风洞动力系统的概况,已经达到的技术指标:稳转速精度(相对额定值)为0.04%(24~350 r/min),整个系统的功率因数达0.97;接着介绍了系统的组成:交流变频调速系统、监控系统、高低压配电系统和辅机系统;并进一步介绍了设计和调试中解决的主要技术难题,列出了主要测试数据;最后对系统进行了评价:动力系统是成功的,明显优于以往使用风洞中的直流调速系统.     

HY-750开口回流低速风洞

介绍了HY 75 0风洞的结构、动力系统和测试系统的组成及特点。对风洞流场进行了校测 ,结果表明 ,风洞流场品质较好 ,主要指标优于××标准规定 ,标模实验精度也达到了标准规定的合格指标。从风洞使用情况看 ,交流变频矢量控制技术在风洞中使用是可行的 ,软件平台Labview在风洞测试系统的应用也是成功的。该风洞不仅能满足测力、测压、流场演示等教学需要 ,还将在科学研究和型号研制、实验中发挥一定作用     

8m×6m风洞全数字直流调速系统的研制

为了恢复 8m× 6m风洞动力系统的负载能力 ,提高其稳定性与可靠性。利用两套额定值为 485V、30A的小功率调速装置 ,通过改造 ,控制两桥串联的大功率晶闸管整流柜 ,驱动 2 60 0kW直流电动机实现转速控制 ,从而将 8m× 6m风洞模拟调速系统成功地改造成全数字调速系统。结果表明 :通过改造进口小功率全数字装置 ,实现对大功率调速系统的全数字控制 ,其投资与模拟调速系统的相当 ,而技术上达到了世界上 90年代的水平     

φ5m立式风洞结构设计

φ5m立式风洞是我国第一座大型立式风洞.开口单回流形式且垂直布置的大尺寸风洞结构是该风洞的显著特点,也是该风洞与常规低速风洞结构的重要区别,笔者针对φ5m立式风洞垂直布置的结构特点主要介绍了该风洞的结构设计概况.该风洞采用钢结构、玻璃钢结构和砼结构相结合的混合结构形式,较好地解决了洞体整体稳定性、洞体悬臂结构的支撑、第一扩散段悬置、大型结构构件的安装、定位和联接、大型设备(特别动力电机)维护保养等问题.     

Φ5m立式风洞尾旋试验技术

中国空气动力研究与发展中心于2005年建成了Φ5m立式风洞.该风洞的主要功能是开展飞机自由尾旋风洞实验研究.因此,飞机尾旋试验研究与风洞建设同步进行,并于Φ5m立式风洞建成时就进行了一期民机的自由尾旋试验.笔者着重介绍了本期飞机自由尾旋试验的试验方法、试验设备、图像采集与处理、动力相似模型设计以及飞机尾旋特性分析.通过LE-500飞机中俄自由尾旋对比试验结果分析表明:两座立式风洞中的同一飞机模型的尾旋试验结果具有较好的一致性,中国空气动力研究与发展中心Φ5m立式风洞具备了开展飞机自由尾旋试验研究的能力.     

巨型晶闸管在大型直流电动机拖动中的应用

巨型晶闸管在国内首次成功地用于大型风洞的动力系统──大型直流电动机拖动系统中，使大型直流拖动的控制系统简化，１０００—３０００ｋＷ系统简化到一个三相全控桥式整流电路，或两个三相全控桥式整流电路并联输出的技术问题上，而且由于系统简单化，潜在的故障因素减少，可靠性增强，维护的工作量也大大减少。本文介绍风洞动力控制系统的实用调速方法，以及用计算机控制速压的方法。     

微机控制大功率高精度直流电动机无级调速系统

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。     

矢量控制技术在风洞动力系统中的应用

介绍了无速度传感器矢量控制技术的基本原理,通过对HY 750开口回流低速风洞的实验数据分析,从具体精度指标上对风洞动力系统应用矢量控制的效果进行了评估。结果表明:矢量控制技术在HY 750风洞动力系统中的应用是成功的,能够有效提高动压稳定性,改善流场品质。     

风轮气动特性及新型动力系统的研究

介绍了风轮的空气动力特性及其对应的各种工况，接着介绍了目前风洞中风轮特性实验研究采用的两种基本方法：测力法和加速度法，探讨了这两种测试方法所存在的问题和应用的局限性，特别是在测力法中，目前广泛应用的两种动力系统对风轮气动特性测试的限制。在此基础上提出一种新型的动力系统－采用脉冲宽度调速技术，并以电流控制内环，转速调节外环的双闭环的动力系统，新型动力系统应用于风轮特性测试结果表明，它完全适用于风洞对     

直升机旋翼试验塔电力拖动系统特性分析与仿真计算

直升机旋翼试验塔主拖动系统功率大、负载特性特殊,选择以中压变频交流调速系统作为主拖动是一种较为理想的方案。本文针对旋翼负载特性,建立了基于矢量控制的变频调速系统仿真模型,分析计算了不同机型旋翼负载的起动特性及调速性能,论证了三电平中压变频调速方式用于直升机旋翼试验系统的可行性,为旋翼试验塔的研制设计提供了理论依据。     

2.4m风洞壳体水压试验技术

水压试验是风洞洞体建造过程中作为检验设计、施工质量的重要手段。本文主要阐述2.4m风洞承压壳体整体水压试验的技术特点、试验目的及总体技术方案,简要介绍了以壳体应力分析结果为参考并结合风洞结构设计经验的风洞壳体位移、应力及支座反力监测部位选择方法,简要给出了风洞壳体整体水压试验的关键步骤,并将水压试验测量结果和应力计算结果进行了比较。2.4m风洞承压壳体整体水压试验的一次成功表明:基于壳体应力分析技术和独特的水压试验程序的2.4m风洞水压试验技术是安全可行的。     

基于测控局域网集散系统的试验管理软件研制

介绍了8m×6m风洞试验管理软件的总体结构,讨论了该软件系统中局域网和主要子系统的设计和功能实现。该软件系统充分发挥了测控局域网集散系统的优势,实现了对风洞试验中试验流程和试验数据的集中管理,实现了对角度、速压以及数据采集等环节的分散控制,具有可靠性高、扩展性好、灵活性强等特点,形成了一套功能丰富、运行高效的试验管理软件系统。目前,该系统已成功用于风洞试验中,收到了良好的社会和经济效益。     

高超声速风洞铰链力矩试验技术研究进展

针对高超声速风洞铰链力矩试验比低速和高速风洞铰链力矩试验模型尺寸更小、温度效应和缝隙窜流影响更大,试验难度更大的特点,“十一五”以来,在中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所的Ф1 m高超声速风洞上开展了高超声速铰链力矩试验技术研究工作。先后发展了基于纵轴式、横轴式以及其他布局方式的天平及其试验装置设计技术,探索了适用于高超声速风洞试验条件的减小天平温度效应的措施、舵偏角变换方式和天平校准方法,并开展了多轮验证试验。试验结果表明:发展的铰链力矩试验方法、试验装置、天平结构、舵偏角变换方式和天平校准方法等能够满足不同高超声速飞行器控制舵面气动力测量的需求;采取的天平两端加装隔热套和电桥桥路补偿等措施能够有效减小天平温度效应和缝隙窜流的影响。目前,本项试验技术已成功应用于Ф1 m高超声速风洞马赫数4～8（来流总温273～740 K）的舵面气动特性测量,铰链力矩重复性精度优于1.50%。     

基于回流多风扇主动控制引导风洞的风场模拟试验

为了深入开展复杂建筑物及输配电线路的台风风荷载研究,提升复杂建筑物及输配电线路抗台风灾害的能力,拟研制一种回流多风扇主动控制风洞。为了突破回流多风扇主动控制风洞结构设计的关键技术,验证全尺寸风洞能否达到预期指标,研制了回流单动力段主动控制引导风洞。文中主要介绍了该引导风洞的结构设计和主动来流(均匀流场和湍流流场)模拟试验。试验结果表明:该引导风洞的最大风速达到18.2 m/s;正弦脉动流场风速为15.1 m/s(平均速度)±3.8 m/s(振幅)时,最大频率为7 Hz;正弦脉动风场模拟相似度高达94.3%。     

Φ5m立式风洞旋转天平试验装置研制

Φ5m立式风洞旋转天平试验装置是为开展飞机尾旋特性研究而研制的重要基础设备,主要用于测定模型在绕风轴以不同速率作等速旋转状态下的气动特性,为飞机尾旋特性的分析和预测提供必要的气动参数.该装置采用双立柱弧形轨结构形式,采用网络一体化试验管理和控制模式,不但能够开展旋转天平试验,而且还具备动导数试验、大迎角试验、旋转/振荡耦合试验等功能.主要介绍旋转天平试验装置系统组成和设计,分析了引导性试验结果,最后给出了结论.     

连续式跨声速风洞压力损失计算研究

为满足未来先进航空航天型号的发展需求，我国逐步展开了大型跨声速风洞建设工作；由于过去从未开展过大型连续式跨声速风洞建设，建设经验较为有限。连续式风洞压力损失估算及各部段气动参数计算是风洞结构、测控系统和动力系统设计的输入条件；压力损失估算结果的准确性，直接影响了风洞动力系统设计的难度。本文结合经典的压力损失计算方法，针对损失的关键部位，结合CFD数值模拟及缩比部段试验结果进行全面的分析，给出了特殊部段尤其是试验段的损失系数，并通过多次迭代计算的方式，给出了各部段气动性能。最后，将风洞压力损失估算值与某0.6 m量级连续式跨声速风洞试验结果进行对比，估算偏差在7.5%以内。     

2.4m风洞常压吹风控制策略与控制软件设计

2.4m风洞是世界上最大的引射式风洞之一，该风洞控制系统多、所能实现的吹风方式也多，因而，其系统复杂。风洞被控对象具有非线性、时变、滞后和耦合特性，而风洞试验又要求系统有较高的控制精度和较快的稳定收敛速度。为了解决这种控制系统复杂的风洞控制问题，在控制系统硬件和软件上分别采用了先进的集散型控制系统硬件和智能控制策略，使风洞p0和M数控制精度分别优于0.3％和0.002。笔者对风洞控制核心系统和控制软件的设计和控制策略进行了介绍。给出了调试结果说明了控制策略和控制软件的设计是成功的。     

航空工业1m量级高超声速风洞设计与建设进展

航空工业1 m量级高超声速风洞(FL-64)是国内最新建设的一座暂冲自由射流式大口径常规高超声速风洞,采用吹引式运行方式,同时考虑到低动压试验需要,另建有真空抽气系统.详细介绍了FL-64风洞的总体性能指标、关键部段设计、流场校测和标模试验结果.风洞性能指标如下:模拟马赫数范围4.0～8.0;总压范围0.1～8.0 M...     

2.4m跨声速风洞大迎角试验技术研究

介绍了2.4m跨声速风洞的大迎角试验机构、试验技术,以及大迎角标模(CT-1)和某四代机等两个模型的调试试验情况。试验结果与国内、外其他风洞的试验结果具有较好的一致性,试验精度相当。标志着2.4m跨声速风洞的大迎角试验机构和试验技术研究取得了初步成功。     

Φ5m立式风洞直升机垂直升降试验台研制

中国空气动力研究与发展中心研制的Φ5m立式风洞直升机垂直升降试验台具有旋翼转速、旋翼轴倾角、旋翼总距、旋翼周期变距等远程实时控制功能,可开展直径2~3m量级旋翼模型的桨尖马赫数相似试验.获得的试验数据表明,试验台性能优良,已经形成了旋翼模型垂直升降试验能力,具备了承担直升机垂直升降性能试验及机理研究的能力.