单模块超燃发动机推力测量天平研制

介绍了用于单模块超燃发动机推力测量的力传感器单分量天平的研制、应用,通过脉冲燃烧风洞和长时间风洞试验,天平/模型/支撑系统频率为20 Hz,在脉冲燃烧风洞有效试验时间内(约300 ms)可获得较为稳定的测力信号,基本满足脉冲燃烧风洞单模块发动机测力要求.在相同试验条件下,脉冲燃烧风洞和长时间风洞获得了相同的发动机推力收益,验证了天平测量数据的准确性.      

风洞分布式支撑天平测力试验技术研究

采用双尾支撑测量形式的加工、装配误差会使系统内应力过大,影响测量精度。针对某“双机身”飞机CTS 风洞试验气动力测量需求,发展基于多维力天平内置的风洞分布式支撑天平测力试验技术;研制具有消除系统内应力功能的双支撑系统,提出两种6 分量双支撑天平校准及测力方法,并对数据处理和双支撑系统可靠性进行检验加载、对比分析和验证。结果表明：风洞分布式支撑天平测力试验技术能够有效消除双支撑天平系统由于过约束而导致的固有装配内应力,双支撑天平系统各部分连接、测量可靠;两种校准测力方法测量精度相当,均能达到单台应变天平测量误差水平,可满足风洞试验测量精度需求;综合考虑现有校准设备校准能力,最终采用“合成式校准测力”方法进行的风洞试验,获得了满意的试验测力精度。     

脉冲风洞天平-模型支撑一体化测力技术研究

机体/推进一体化气动性能评估是超高速技术发展的关键之一，一体化试验模型具有扁平比很高的特点，内部空间十分有限，传统测力天平安装时将占用模型大量空间，导致发动机相关设备难以安装，从而影响风洞试验的开展。针对上述问题，设计了天平-模型支撑一体化测力装置，并对其进行了强度分析和模态分析，验证了测力装置的强度和频响特性；其次，对一体化测力装置进行了静态校准，获得了相应的载荷计算公式；最后针对2.0m试验模型在Φ600mm脉冲燃烧风洞中开展了Ma5.0、Ma5.5、Ma6.0状态下的气动力载荷测量试验，并对该测量结果与成熟的盒式天平测量结果进行了对比，两者一致性较好，最大测量误差为Ma5.5状态下的法向输出结果，最大值为6.45%，能满足脉冲风洞测力要求。本研究提出的一体化测力装置可为脉冲风洞中机体/推进一体化气动力实验提供参考，进一步发展了脉冲风洞测力技术。     

提高测力实验精度的一种途径

 测力实验的精度是风洞流场、模型、天平和数据采集系统各方商质量的综合反映。为突出对风洞设备主要问题的研究,只考虑同期实验的精度问题。假定天平的静态性能（静校结果）已具有通常的指标（精度0.1％）,则吹风实验时天平信号的重复性与风洞气流脉动、     

应变天平信号调理和校正技术的研究与应用

应变天平的输出信号较小，安装和信号连接环节较多，吹风过程中工作环境所致。故障也较频繁，故对其信号进行合适的调理、使用适当的电信号校正技术，即用电的方法模拟天平所受的载荷作用，对解决天平使用过程中的问题，迅速诊断故障，提高天平以及风洞测力试验精度和准度都有其重要意义。     

一种单矢量风洞天平校准系统设计

介绍了一种单矢量六自由度风洞天平校准系统的设计。采用砝码匀速运动过程中碰撞卸载的方法,实现对压电天平的瞬时加载;通过控制天平姿态以及砝码在加载头上的挂点位置实现单矢量加载;并采用多元校准方法对天平信号进行处理,满足超高速风洞测力试验对六分量压电天平校准的需求。校准系统主要由天平姿态调整机构、砝码加载机构、碰撞卸载机构以及控制系统、测量系统等部分组成。系统构造简单、系统误差源少,具有校准效率高,校准精度高等优点。     

燃烧加热脉冲风洞气动/推进一体化试验研究

吸气式高超声速飞行器的机体与超燃冲压发动机高度耦合,使得一体化气动性能预测非常困难,但是能够开展一体化带动力试验的地面设备很少。中国空气动力研究与发展中心(CARDC)研制了一种氢氧燃烧加热高焓脉冲风洞,其有效试验时间大大超过长时间激波风洞,采用模型-天平一体化设计实现了在几百毫秒内进行高精度测力,重复性测力误差小于2%。结合数值计算进行了支架干扰、来流污染凝结、壁温等影响及试验数据修正研究。典型升力体高超声速飞行器气动/推进一体化试验结果表明:在燃烧加热脉冲设备的300 ~ 600ms有效试验时间内,能够有效获得飞行器的升力、阻力(推力)和力矩特性,试验数据与CFD计算结果基本吻合。     

基于惯性补偿的三分量测力天平瞬态特性的研究

高超声速一体化试验模型在脉冲燃烧风洞中进行测力试验时,模型振动导致天平无法准确测量模型所受到的气动力载荷。为研究脉冲风洞瞬态测力问题,采用了以下方法:根据测力天平的结构特点建立了动力学方程;对其进行了虚拟标定和模态分析;对测力天平进行了瞬态分析并对输出结果进行了惯性补偿。结果表明,单分量阶跃载荷加载时,补偿后输出结果超调量大大下降,振动衰减时间缩短,俯仰力矩会对轴向力输出产生干扰,且三分量阶跃载荷加载时,干扰降低,各分量的超调量分别为162.6N,574.4N和38N·m;单分量正弦加载时,加载分量上输入输出基本一致,俯仰力矩对轴向力的干扰作用仍然存在,3分量正弦载荷加载时,输入输出结果具有相同的周期特性,俯仰力矩结果与输入结果一致,轴向和法向输入输出间存在一定偏差,3分量的超调量分别为24.1N,375.7N和70.8N·m。     

某复杂构型导弹高速风洞部件测力实验研究

在2m×2m超声速风洞开展了某复杂构型导弹部件测力实验研究,实验的迎角范围为-6°~10°,侧滑角范围为-6°~6°,测力部件包括保护罩、左侧翼、大整流罩和小整流罩等部件。使用五分量天平对保护罩在风洞实验中所受到的载荷进行了测量,并利用分断面缝隙处的压力测量结果对保护罩测力实验结果进行了修正,获得了保护罩在实验条件下的真实部件气动特性数据;使用3台三分量天平,直接获得了左侧翼、大整流罩和小整流罩在实验条件下的部件气动特性数据。研究结果表明：实验结果可以作为结构设计的依据;保护罩测力实验结果修正方法合理可行,能够为今后类似部件测力实验结果的修正提供借鉴。     

基于结合部优化的脉冲燃烧风洞测力系统动态特性优化

对脉冲燃烧风洞测力系统动态特性进行优化有助于改善风洞测力实验数据的准确性。提出了一种基于结合部动态特性优化来改善测力系统整机动态特性的方法。首先在Ansys中准确建立了风洞测力系统整机有限元模型,其中采用弹簧-阻尼模型来模拟结合部的接触特性,通过Yoshimura法计算出弹簧-阻尼单元的刚度系数和阻尼系数。其次,进行模态分析,并计算各阶模态下的测力系统应变能密度分布,基于应变能密度分布分析发现结合部为测力系统刚度最为薄弱的地方。最后,以结合部接触面压为优化变量对测力系统进行动态特性优化,对比了优化前后测力系统的前五阶固有频率和天平应变片粘贴处的频响函数,发现优化后的整机固有频率较优化前有明显的提高,最高提高了16.7%,所有应变片粘贴处的频响函数幅值较优化前有明显的降低,测力系统的动态特性有了较明显的改善,验证了该优化方法的可行性。     

虚拟仪器在导弹测试发控系统中的应用

设计的基于PC/104嵌入式计算机系统的虚拟仪器,具有测量各种电学信号和时频信号功能;同时具有输出各种模拟信号、不同频率和幅值的脉冲信号及各种波形信号的信号源功能.其测量精度高,输出信号精度高,可用于导弹测试发控系统对其进行各种测试和控制.     

考虑噪声抑制的高超声速风洞气动力识别方法

对于风洞试验中全尺寸模型试验的非平稳信号进行载荷辨识仍存在诸多问题。针对全尺度模型试验的非平稳信号载荷辨识提出了一种基于深度残差收缩网络（DRSN）深度学习技术的智能载荷辨识方法,该方法通过深度学习提取测力系统输出数据中的气动力、惯性力和噪声等特征,通过注意力机制对每组数据进行获取阈值,再通过软阈值函数对特征进行滤波降噪,有效辨识出测力系统响应信号中的惯性力分量并进行剔除,实现气动力载荷辨识。在测试验证中,均值法的辨识精度为85%以上,DRSN模型的辨识精度为94%以上,证明DRSN模型能有效降低噪声和惯性力对于载荷辨识的干扰,用于非平稳信号的载荷辨识具有精度高、可靠性好等特点。     

基于模糊信息粒化和优化支持向量机的氧化铝陶瓷超声磨削力趋势预测

为实现超声磨削氧化铝陶瓷中磨削力变化趋势的预测,提出了一种基于模糊信息粒化和支持向量机相结合的方法。首先进行氧化铝陶瓷超声磨削试验,然后利用模糊信息粒化方法对试验获得的磨削力进行粒化处理,并将人工免疫系统算法和粒子群算法进行并联混编构成人工免疫系统粒子群算法(AISPSO),接着建立非线性回归支持向量机预测模型并对模糊粒子进行预测,并通过AISPSO算法优化支持向量机预测模型,最后获得超声磨削氧化铝陶瓷中磨削力的变化趋势和变化范围。结果表明:该方法可以有效实现超声磨削中磨削力的变化趋势及变化范围预测,且预测未来5组数据变化范围的误差在10%以内,这为通过磨削力变化调整工艺参数以获得更好的加工表面提供了新的思路。     

磁轴承基于扩展卡尔曼滤波的改进PID控制算法研究

提出了一种基于扩展卡尔曼滤波的改进PID控制算法。该算法以传感器测量的转子位移信号为量测量,功率放大器的输出电流为输入量,通过系统状态方程和噪声统计特性估计转子的实际偏心位移,有效解决了信号噪声对控制精度的影响问题。最后,通过仿真和试验,对比验证了算法的有效性。     

脉冲微推力器平均推力测量研究

平均推力测量是脉冲微推力器推进性能研究的关键问题之一。研究了在标准的周期性信号作用下,二阶系统的响应与输入之间的关系。在欠阻尼条件下,得到了系统稳态平均回复力等于平均推力的重要结论,仿真结果证实了结论。研究结果亦可应用于脉冲微推力器的总冲研究。     

Thrust measurement method verification and analytical studies on a liquid-fueled pulse detonation engine

In order to test the feasibility of a new thrust stand system based on impulse thrust mea- surement method, a liquid-fueled pulse detonation engine （PDE） is designed and built. Thrust per- formance of the engine is obtained by direct thrust measurement with a force transducer and indirect thrust measurement with an eddy current displacement sensor （ECDS）. These two sets of thrust data are compared with each other to verify the accuracy of the thrust performance. Then thrust data measured by the new thrust stand system are compared with the verified thrust data to test its feasibility. The results indicate that thrust data from the force transducer and ECDS system are consistent with each other within the range of measurement error. Though the thrust data from the impulse thrust measurement system is a litter lower than that from the force transducer due to the axial momentum losses of the detonation jet, the impulse thrust measurement method is valid when applied to measure the averaged thrust of PDE. Analytical models of PDE are also discussed in this paper. The analytical thrust performance is higher than the experimental data due to ignoring the losses during the deflagration to detonation transition process. Effect of equivalence ratio on the engine thrust performance is investigated by utilizing the modified analytical model. Thrust reaches maximum at the equivalence ratio of about 1.1.     

航空发动机磨损趋势RBF变权重组合预测方法研究

航空发动机滑油中金属元素的含量受许多复杂因素的影响,单一模型预测精度相对较低,本文针对这个问题提出了RBF网络变权重组合预测模型（RBFNN-VWCF）对航空发动机零部件的磨损趋势进行研究。首先引用C-C方法确定时间序列的嵌入维数和时间延时,重构相空间确定模型的输入输出样本,然后对两种模型进行组合预测,利用k均值聚类方法确定RBF网络的中心,利用固定法确定RBF网络的宽度,采用最小二乘法确定网络的权值。结果表明,RBFNN-VWCF模型充分利用了参与组合预测的两种模型的有效信息,更客观地反映发动机零部件的磨损趋势,预测结果更为稳健、相比单一模型精度更高,具有较强的工程实用价值,为发动机下一步的维修决策提供了有力支持。     

基于CAD模型的碳纤维复合材料天线反射面精度测量

针对天线反射面研制过程中的精度测量,提出一种基于CAD模型的自动测量技术和反射面数据处理技术的精度测量方法。在测点均匀布局规划和工件与模型对齐的基础上,自动获取反射面的完整测量数据,利用最优化算法使实测数据和理论模型达到最佳匹配,实现反射面面形精度的准确评价并获得变换矩阵。最终通过偏差矢量图表达天线反射面的面形偏差趋势,并利用获得的变换矩阵修正加工基准,有效保证了反射面的成型精度和加工精度,工程应用表明该方法较好地满足了反射面制造过程中的测量需求。     

总体最小二乘法在NGMIMU静态解耦中的应用

无陀螺惯导系统的线性耦合是一种严重影响测量精度的系统误差。根据无陀螺惯导系统的耦合特性和总体最小二乘法 (TLS)的性质提出了一种全新的线性解耦算法 ,该算法在解算耦合系数时同时考虑了加速度计的输出误差和标定信号的输入误差 ,得到耦合系数的TLS解对输入值和输出值同时具有范数最小 ,然后用求得的耦合系数对加速度计输出进行重构 ,从而实现解耦。仿真结果表明经该算法解耦后的角速度测量值解耦误差率在 8%以下 ,解耦效果较好 ,验证了该算法的有效性。     

Force measurement using strain-gauge balance in shock tunnel based on deep learning

When a force test is conducted in a shock tunnel, vibration of the Force Measurement System (FMS) is excited under the strong flow impact, and it cannot be attenuated rapidly within the extremely short test duration of milliseconds order. The output signal of the force balance is coupled with the aerodynamic force and the inertial vibration. This interference can result in inaccurate force measurements, which can negatively impact the accuracy of the test results. To eliminate inertial vibration interference from the output signal, proposed here is a dynamic calibration modeling method for an FMS based on deep learning. The signal is processed using an intelligent Recurrent Neural Network (RNN) model in the time domain and an intelligent Convolutional Neural Network (CNN) model in the frequency domain. Results processed with the intelligent models show that the inertial vibration characteristics of the FMS can be identified efficiently and its main frequency is about 380 Hz. After processed by the intelligent models, the inertial vibration is mostly eliminated from the output signal. Also, the data processing results are subjected to error analysis. The relative error of each component is about 1%, which verifies that the modeling method based on deep learning has considerable engineering application value in data processing for pulse-type strain-gauge balances. Overall, the proposed dynamic calibration modeling method has the potential to improve the accuracy and reliability of force measurements in shock tunnel tests, which could have significant implications for the field of aerospace engineering.