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1.
发动机尾焰、燃烧加热、电弧加热器等高温高速气流总焓测量存在较大误差,采用结构优化的质量吸入水冷焓探针,标定后的驻点热流和驻点压力探针(Fay-Riddell公式法)对高温高速气流总焓进行了对比测试。结果表明:焓值为2.5~5 MJ/kg时,焓探针的测试误差约为3.38%,采用Fay-Riddell公式法获得焓值的误差约为3%。焓探针与Fay-Riddell公式法平均偏差约为4.65%。在地面模拟试验时采用两种测焓方法确定测试精度,对减小高温高速气流测焓误差,提高试验模拟精度具有积极的作用。 相似文献
2.
3.
燃烧加热器气动阀门阀后压力的模糊控制 总被引:1,自引:0,他引:1
燃烧加热器是超燃冲压发动机研究的主要试验设备。试验气体包括氢气、氧气、空气和氮气等,需要调节控制的参数为试验气体的压力、流量。根据燃烧加热器的控制需求,设计了一套以工业控制计算机为核心的实用并且兼顾可靠性要求的控制系统。采用自适应Fuzzy-P1的控制方法对试验气体压力进行压力控制,在常规PI控制器的基础上,对控制器的比例系数Kp和积分系数Ki进行在线调整,使控制器既满足响应快、超调小、稳定时间短的要求,又提高稳态控制精度,取得了较好的控制效果。 相似文献
4.
给出了空气燃烧加热器热力计算方程,计算得到了燃烧加热所需燃料流量以及补氧量随模拟飞行马赫数变化曲线,分析了加热器压力对加热所需燃料流量以及补氧量的影响。计算分析结果可为冲压发动机试车台空气燃烧加热器设计提供参考。 相似文献
5.
6.
7.
为解决高超声速飞行器复杂结构热试验加热器设计难题,以高超声速飞行器钝头体试验样段为研究对象,对复杂结构热试验从试验方案确定,加热器详细设计,温度、应变、位移的测量及热流控制方法等相关技术进行研究。通过自行设计的红外加热器完成了钝头体试验样段的高温试验,获得了大量的温度、应变、位移等试验数据。通过本次研究,梳理了高超声速飞行器复杂结构加热器设计流程,为优化结构设计提供了重要试验数据支持。 相似文献
8.
9.
开发了接触式电加热器,用于对高温材料同时加热和加压的性能实验,重点研究大温升速率加热工况下的温度控制问题.分析了该工况下加热器数学模型的特殊性,据此开发了基于给定值的近似全补偿顺馈-反馈复合控制方法(简称全补偿复合控制).通过相应的实验验证了数学模型的正确性,进而对这种全补偿复合控制与经典PID方法进行了温控性能对比实验,结果表明全补偿复合控制具有更好的温度曲线跟踪性能和加热平稳性,并且能有效地抑制加热电源的死区效应.由于所推导的数学模型适用于一般加热器,因而这种全补偿复合控制方法对一般加热器的大温升速率工况具有通用性. 相似文献
10.
本文报导了1992年7月在美国纳希维尔召开的 AIAA 第17届航空航天地面试验会议的概况。简要地介绍了讨论航空航天地面试验面临的技术挑战,CFD 和地面试验的相互作用,美国气动力学与气动热力学研究的未来等三个大会报告的内容。介绍了在会议报告中叙述的对高超声速气动试验的新要求和自由飞弹道靶、 脉冲风洞、稀薄气体设备、电弧加热器的新进展。最后,对我国高超声速气动试验的发展提出了建议。 相似文献