1．2m和0．6m高速风洞飞机大攻角测力试验数据相关性研究

介绍飞机大攻角标模在高速所１．２ｍ和０．６ｍ风洞中进行大攻角测力试验研究所得数据与国外２．５ｍ和０．６ｍ风洞所得数据的相关研究情况。相关性研究的试验Ｍ数均为０．３５～０．８；两座０．６ｍ风洞试验攻角为０～２９°；侧滑角高速所为５°，国外为５°、１０°。１．２ｍ和２．５ｍ风洞的试验攻角为－３～４８°；侧滑角为５°、１０°。研究表明，该飞机模型在这四座风洞中吹风试验数据的相关性是好的。     

1.2m 风洞大攻角动导数试验技术

介绍了１．２ｍ风洞攻角达３０°的动导数试验装置与测量系统以及在１．２ｍ风洞中对标准动态模型（ＳＤＭ模型）所作的一系列试验结果。试验的马赫数为０．６～１．２,攻角为０～３０°,振动频率为８～１４Ｈｚ,试验雷诺数为１．２×１０７～２．３×１０７／ｍ。试验所得的阻尼导数包括俯仰、偏航、滚转及滚转引起的偏航动导数随马赫数和攻角的变化表现出明显的非线性,而减缩频率的影响并不显著。天平与测试系统的重复性精度小于１５％。试验结果与国外文献数据具有很好的一致性。     

4m×3m风洞风工程试验段研制

介绍了气动中心低速所４ｍ×３ｍ风洞增设风工程试验段的方案选择、结构设计。这个试验段长１４．５ｍ、宽４ｍ、高２．２ｍ,不改动原风洞结构、装拆方便,可较好地模拟大气边界层、并已成功地应用于风工程试验。     

8m×6m风洞升力干扰因子数值计算

叙述了８ｍ×６ｍ风洞洞壁升力效应的模拟方法,计算了８ｍ×６ｍ风洞的升力干扰因子,并和８ｍ×６ｍ风洞现采用的干扰因子曲线以及低速风洞试验提供的资料值进行了比较。结果表明,本计算得到的干扰因子和资料值的一致性较好,说明所采用的模拟方法是可行的,此外,计算还给出了机翼偏离风洞中心和机身存在对升力干扰因子的影响。     

电泳涂装生产线实时监控的虚拟仪器系统

根据电泳涂装生产车间的布局结构及其基于DH 的PLC控制网络,设计生产线基于LabWindows/CVI的实时监控虚拟仪器(Virtual Instrument,VI)系统。该VI系统通过RSLinx OPC服务器实现LabWindows/CVI与PLC的通信,能对生产线进行在线监控,包括数据采集、传送、显示、控制、及数据存档等。     

星型结构传感网络温室大棚环境监控系统

为了实现对温室大棚环境中温度、湿度、CO_2浓度、光照强度等参数智能检测和远程控制,将星型结构与传感器网络相结合设计了基于ZigBee的温室大棚环境监控系统。系统由终端传感器节点、网络协调器和PC机控制中心三部分组成,终端传感器节点采集温湿度和光照强度数据并通过无线发送数据和接收控制命令,控制大棚开帘、浇灌、升温等操作;网络协调器主要负责创建无线网络以及接收当前大棚内温湿度、光照强度和二氧化碳等数据并且通过串口发送数据给PC机;上位机控制中心接收数据并显示,发送控制命令给下位机以控制大棚。实验结果表明,采用星型结构的传感器网络能更准确地收集到多点的数据,实现对大棚环境的更精确的监测。     

南航2m直径旋翼模型试验装置的测量系统

本文简单介绍了南航２ｍ直径旋翼模型试验装置测量系统的５个测量分系统，及其设备配置、使用功能和测量精度。该装置的两个关键测量分系统是天平测量系统及旋翼桨叶应变测量系统。本文重点介绍了为提高这两个分系统的测量精度及减小测量误差，在天平设计、桨叶应变片粘贴、集流环性能、信号传输等方面所采取的方法及措施。     

96型低速大攻角动导数试验系统

介绍了一套用于气动中心低速所４ｍ×３ｍ风洞或Φ３．２ｍ风洞的大攻角动导数试验系统。对该系统的激振装置、测试系统及主要性能进行了描述,并对典型试验结果进行了分析讨论。采用自动化程度高、较模拟式仪器可节省大量风洞运行时间的全数字化测试系统,能提供包括阻尼导数、交叉导数和交叉耦合导数在内的全部组合动导数以及由α．和β．产生的动导数和静导数,数据具有较高的精度。     

WINDOWS环境下的风洞测量、控制、处理与管理系统

用PC- 586 微机取代PDP系列机实现NEFF720 模拟和数字量数据采集及处理系统、风洞控制系统、PSI780B 电子扫描测压系统的全部功能。自行开发了32 位代码软件,使用标准WINDOWS风格的人机交互界面,中文显示,操作简便。引入虚拟仪器概念,适时图形显示实验进程及实验数据,可扩展成多媒体的风洞实验数据采集、马赫数控制、迎角控制、数据处理及风洞管理、培训一体化系统     

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     

2.4m跨声速风洞大型飞机试验不确定度评估

2.4m跨声速风洞作为中国目前唯一的大型跨声速气动力试验设备,在中国大型飞机研制中发挥着十分重要的作用.因此,对该风洞试验数据质量的评估、控制和改进提高是一项紧迫的工作.笔者通过完善不确定度计算方法、详细标定基本不确定度源和编制评估软件等工作,建立了该风洞大型飞机试验的不确定度评估方法,并对某大型飞机模型试验结果开展了具体的评估与分析,澄清了该风洞大型飞机试验数据的质量水平.     

DSO高性能显示控制系统设计

为满足数字存储示波器(DSO)大流量实时数据显示的需要,本文设计了一种以A ltera FPGA和T I C 5000DSP为核心的高性能液晶屏(LCD)显示控制系统。该系统只需主机直接提供采样数据和少量控制字,便可自动生成显示所需的各种菜单,完成对采样数据的处理,产生输出波形,并驱动LCD以恒定刷屏速率进行显示。系统减轻了主机负担,实现了LCD高速数据更新,提供了灵活的接口电路,并在测试中获得了每秒80帧的波形更新速率。     

基于Teechart8.0的测控系统数据分析处理软件设计与实现

针对某型导弹燃气舵机控制阀测试系统对采集数据的实时显示和分析处理的需求,在VC++软件开发环境下,应用TeeChart8.0控件开发实现能实时数据曲线显示和分析处理功能的人机界面。对数据分析处理软件的需求以及运用TeeChart8.0控件进行曲线功能开发的流程和实现方法进行了分析。利用Modbus Slave软件模拟从机设备,通过主从机串口通信上传测试数据测试软件功能。实验结果表明该控制界面能有效地对测试数据进行处理、分析,效果良好,提高了系统开发效率,具有较高的应用价值。     

电脑多功能计时计分大屏幕显示系统

本文简要介绍了电脑多功能计时计分大屏幕显示系统。其内容包括:系统的组成、显示原理和显示方式,系统中的微计算机以及驱动电路和屏幕显示的控制等。该系统是一个用汽车灯泡作发光元件,构成分块式点阵的假“满天星”屏面,并采用5台Z-80单板机进行分布控制的大屏幕显示系统,现已安装在南京航空学院体育馆内,经多次使用表明,它在汉字、西文、计时计分的显示以及技术资料统计等功能上均符合国际、国内篮、排球等比赛要求,在同类系统中已达到国内先进水平。采用多台Z-80微计算机间的通讯进行分布控制来实现多功能大屏幕显示,是本系统的一大技术特色。     

2.4m风洞M数和稳定段总压控制策略研究

我国自行研制成功的 2 .4m风洞现已投入使用。该风洞控制系统与国内现有风洞相比 ,控制执行系统多而复杂。该风洞成功地采用了所有试验工况M数与稳定段总压同时控制的运行方式。针对被控对象的复杂性 ,分别对神经网络控制、模型跟随自适应控制、自校正控制、智能控制及智能学习控制在该风洞上应用的可行性进行了分析。最后给出了一种智能控制策略 ,调试结果说明该风洞采用的这种控制策略是成功的     

基于硬件加速的真三维显示体素化算法

提出了一种新的体素化算法,利用显示硬件支持二维光栅化算法和新的可编程控制功能,提高了体素化算法的效率。该算法通过逐层处理的方式将三维数据离散成为一系列的切片,利用硬件渲染完成切片的光栅化操作,将最终的光栅化结果组合成为体数据表达。算法利用可编程图形处理单元（GPU）的大规模纹理、动态顶点数据和灵活的纹理数据操作等特性,有效地降低了系统压力,提高了算法效能。实验证明,该算法满足真三维显示技术的要求。     

无人旋翼机机载放射性监测系统研制

选取GM管与NaI(T1)伽马谱仪双辐射探测器作为辐射监测单元,通过软硬件开发,将GPS技术、无线通信技术、核分析技术、放射源定位、剂量率绘图等功能相融合,研制出一套快速灵敏且不受地形限制的远程机载辐射监测系统。测试结果表明:所开发的无人旋翼机机载放射性监测系统在3 km的传输距离下可保持稳定有效的数据通信;机载监测系统的最大可探测距离满足环境辐射监测需求;系统上位机软件实时显示获取的环境辐射数据,并具有轨迹标定、剂量警报、数据查询和分析等功能,为环境辐射评估提供了依据。     

多风洞共享的通用型试验数据处理系统

为建立规范高效的风洞试验数据系统,提高数据处理与分析的可靠性和自动化、智能化水平,制定完善了试验数据处理方法、流程、符号接口等规范,采用面向服务的软件架构及异构数据存储管理、基于动态编译的自定义公式扩展、基于元数据与模板的文件可视化排版等技术,解决了处理方法与流程控制、数据流转与输出等通用化的关键问题,建立了多风洞共享、多试验类型通用的试验数据处理与分析系统。应用3年来,完成高速所6座风洞占试验总车次71.2%的数据处理,覆盖单/多天平测力、测压、通气测力、混合测力测压、喷流及部分特种试验等类型,系统具有规范、高效、开放的特点,是一种具有推广应用价值的风洞试验数据系统解决方案。     

俯仰-滚转耦合两自由度大振幅非定常实验技术

主要介绍了一套用于３ｍ低速风洞的俯仰－滚转两自由度大振幅非定常实验系统。该系统由三大部分组成：俯仰－滚转两自由度的模型动态支撑机构;俯仰－滚转两自由度电控液压系统;数据采集与处理软件系统。该系统可以在风洞中真实模拟飞行器姿态变化,并测量其相应的六分量非定常气动力变化。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。另外,用三角翼在３ｍ风洞进行了多种运动状态的非定常气动力特性测量,结果真实地反映了大迎角与大滚转角时三角翼的非定常气动特性     

2.4m跨声速风洞推力矢量试验测力系统研制与应用

推力矢量控制（TVC）技术能实现飞行器过失速机动飞行,使飞行器突破失速障、增强机敏性,在改善起降性能、巡航性能等方面具有重要作用。在2.4m跨声速风洞推力矢量试验中,采用3台六分量应变天平和2个独立的空气桥系统来实现飞机模型气动力和2个尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。推力矢量试验模型扁平外形使测力系统的布局及结构设计受到较大限制,狭小的模型内部需布置3台六分量天平、2套独立的空气桥系统及管路、支撑系统、压力测量系统等,采用传统方式无法完成如此复杂的系统设计,更无法完成高压条件下空气桥系统与测力天平的匹配设计。在测力系统的研制中,采用了一体化设计理念和刚度匹配设计方法,结合ANSYS有限元软件较好地解决了系统各部件的布局及结构优化等问题。天平校准结果和风洞试验结果证明测力系统满足推力矢量试验需求。