风洞控制系统

风洞控制系统（精选12篇）

风洞控制系统 篇1

摘要：本设计分为四个模块, 分别是电机驱动模块, 超声波传感器模块, 单片机模块和液晶显示模块。单片机和电机驱动用于控制风力的大小和稳定性。超声波模块利用超声波传感器对简易风洞内乒乓球的位置进行判断。在简易风洞上端利用传感器和液晶显示配合是本设计的一个亮点, 乒乓球在运动过程中液晶屏幕可显示乒乓球的运动高度。

关键词：风洞,传感器

1 设计任务

本设计为我指导的2014年电子设计大赛题目, 要求实现一个简易风洞控制系统。硬件方面, 我们将设计分为四个模块, 分别是电机驱动模块, 超声波传感器模块, 单片机模块和液晶显示模块。单片机和电机驱动用于控制风力的大小和稳定性, 超声波模块利用超声波传感器对简易风洞内乒乓球的位置进行判断。液晶显示模块可以实时监测小球的运动情况。软件方面, 我们利用KEIL软件进行单片机编程, 利用PROTEUS软件实现模拟仿真。

2 方案论证

2.1 圆管的选择

方案一:

使用不透明的PVC管, 需要开凿一个30 cm的长条形槽孔来观察乒乓球的位置, 并需要将槽用胶带粘好, 保证密封性, 但是观察不够直观, 且容易出现密封不好的现象。

方案二:

选择使用透明的有机玻璃管, 透明度好, 密封良好且不易损坏, 更容易加工。

综上, 我们最终选择使用有机玻璃管。

2.2 支架的选择

方案一:

直接使用四根长螺丝固定风扇, 再用圆管和风扇连接固定。但密封性稍差, 且当玻璃管上方加传感器后, 高度增加, 导致重心不稳, 稳定性不够。

方案二:

使用4 mm2粗铁丝制作圆盘底座, 底座上加有铁块配重增加稳定性, 底座上有支架分别支撑有机玻璃管的上部与风扇底部, 稳定性较好。

综合考虑各种因素, 我们最终选择方案二。

2.3 电源的选择

方案一:

使用干电池提供电源, 携带方便, 供电比较简单, 但是电机启动瞬间电流很大, 会造成电压不稳、有毛刺等干扰, 严重时可能会造成单片机系统掉电, 且无法满足系统的多种用电需求。

方案二:

使用直流稳压电源来提供电源, 可提供5 V、12 V等不同电压值, 这样做虽然不如单电源方便灵活, 但可以将电动机驱动所造成的干扰彻底消除, 提高了系统稳定性。

综上, 最后选择方案二。

2.4 感应系统的选择

方案一:

HC-SR04超声波传感器。它的特点是:体积小无盲区, 反应速度快, 10 ms的测量周期, 不容易丢失高速目标。发射头、接收头紧靠, 和被测目标基本成直线关系, 模块上有LED指示, 方便观察和测试。

方案二:

TCRT5000光电传感器模块是基于TCRT5000红外光电传感器设计的一款红外反射式光电开关, 稳定可靠。主要依据乒乓球经过时红外反射的变化来判断高度的变化。如采用该传感器, 需要在圆管上钻洞, 放置多个传感器, 操作复杂, 连接的导线比较多, 易出错。

所以, 综上考虑, 最终我们选择HC-SR04超声波传感器。

2.5 单片机的选择

方案一:

STC89C51单片机, 推出时间较长, 比较稳定, 操作简单, 但其功能比较少, 无法实现过多的功能。且需要使用外部模块来配合单片机使用。

方案二:

STC12C5A60S2单片机, 运行速度快, 功能相比STC89C51更加丰富, 不需要过多的外部模块配合, 减少了出错率。

由于两种单片机成本都不高, 易于采购, 所以最终选择使用方案二。

2.6 风扇的选择

方案一:

选用市面上常见的小风扇, 体积小且价格便宜, 但不能很好地控制风力的大小。

方案二:

采用电脑CPU散热风扇, 效率高且风速稳定, 可以通过系统得知风扇的转速进而实现控制。

由于本次设计需要改变风扇的转速来改变球的位置, 所以我们选择使用台式电脑上的风扇。

2.7 电机驱动模块的选择

方案一:

A3972步进电机驱动模块是自动收发卡机的设计, 是基于双工位 (工作通道) 的, 所以本驱动模块内部自带电机切换电路, 可以驱动分时工作的两路电机, 但是价格昂贵。

方案二:

本模块采用的L298N是ST公司生产的芯片。主要特点是:驱动能力强, 发热量低, 抗干扰能力强, 工作电压高, 最高工作电压可达46 V, 电路简单, 使用比较方便。

经实验比较, L298N驱动模块运行可靠, 电气性能好, 此设计最后选用L298N驱动模块。

3 理论分析与计算风洞控制实现方法:

(1) 总体控制流程图

(2) 超声波测距系统框图

4 测试结果与误差分析

4.1 测试仪器

数字式万用表:一块;

卷尺:精度1 mm;

秒表:精度0.1 s, 一块。

4.2 测试结果与分析

(1) 控制小球向上达到BC段的时间和维持时间。测试数据如下表:

分析:实际用时比要求到达时间长, 可能是圆管比小球直径大, 导致气流不稳, 小球上升慢。

(2) 长形纸板遮挡风机进风口情况下, 测试数据如下表:

分析:长纸板遮住进风口, 进风量受到影响, 导致风力减弱, 这时应加快风扇转动, 保持不住原因是程序没有调好。

(3) LCD显示小球高度位置及小球维持状态计时, 测试结果如下表:

分析:由以上数据得, 超声波测距工作不是太稳定, 容易受外界因素影响。

(4) 风机自动启动部分测试数据如下表:

分析:小球放入后可以自动启动, 但是风力调整不好, 主要是由于占空比调节不好导致风力过大, 小球不能维持在BC段。

(5) 小球AB-CD段往返运动

5 结论

(1) 电机的选择上出现了错误, 开始选用步进电机, 转速不够, 在风洞系统中乒乓球无法被现在的风力吹起来, 通过更换电机得到改善。

(2) 风扇与有机玻璃管相连接的地方密封做的不到位, 导致乒乓球的运动轨迹不规则且向同一方向滚动。改进方案:通过用玻璃胶粘结到风扇上得到改善。

(3) HC-SR04超声波传感器模块的放置位置导致系统试验错误。解决方案:把传感器模块的位置由风洞底部变为放置到风洞顶部, 并且保持超声波传感器垂直对准风洞内部乒乓球, 由此, 问题得到改善。

参考文献

[1]陈堂敏, 刘焕平.单片机原理与应用[M].北京:北京理工大学出版社, 2007.

[2]肖洪兵.跟我学用单片机[M].北京:北京航空航天大学出版社, 2002.

[3]赵晓安.MCS-51单片机原理及应用[M].天津:天津大学出版社, 2001.

[4]李广第.单片机基础.第1版[M].北京:北京航空航天大学出版社, 1999.

[5]徐惠民, 安德宁.单片微型计算机原理接口与应用.第1版[M].北京:北京邮电大学出版社, 1996.

[6]夏继强.单片机实验与实践教程[M].北京:北京航空航天大学出版社, 2001.

风洞控制系统 篇2

立式风洞尾旋试验技术

介绍了立式风洞自由飞尾旋试验和旋转天平试验的.方法,简述了试验模型的设计.

作 者：李永富 Li Yongfu 作者单位：成都飞机设计研究所,成都,610041刊 名：流体力学实验与测量 ISTIC EI PKU英文刊名：EXPERIMENTS AND MEASUREMENTS IN FLUID MECHANICS年，卷(期)：13(1)分类号：V211关键词：立式风洞 自由飞尾旋试验 旋转天平试验 自由飞尾旋模型 旋转模型

风洞赤子刘政崇 篇3

风洞是国家科技实力的一个重要体现。在众多风洞建设者中，高级工程师刘政崇是他们的突出代表。他主持和参与设计了13座不同型号的风洞，为国家航空航天事业和武器装备建设作出了突出贡献。

核心技术“买不来”，必须闯出一条自主发展之路

1959年，从航空工业学校毕业后，刘政崇被分配到沈阳空气动力研究院，承担起新中国第一座生产型风洞的气源和流场校测任务。在学校学习飞机制造时，他就知道所有的飞行器只有在风洞里做过吹风试验后才能飞上天。

当时，中国风洞事业的落后状态让刘政崇感到震惊：风洞建设才刚刚起步，比美国和苏联晚了30多年。“我当时正参加建设的这座风洞其实一揽子都由苏联人包办，我们不过在研究人家的图纸而已”。就是这样的援助，也因中苏关系的恶化而中断。1960年，苏联撤走了所有的专家。

没有风洞，我国刚刚起步的航空航天工业和武器型号，不得不放慢速度，有的甚至被迫停下脚步。当时的刘政崇强烈地体会到什么叫釜底抽薪，也从心底里感到，靠别人靠不住，只有靠自己。他由此定下了一生的目标：一定要为国家多建风洞，建最好的风洞。

上个世纪60年代初，我国根据飞机、导弹、卫星等飞行器研制的迫切需要，计划建造一座1.2米量级的大型跨超声速风洞。而喷管则是跨超声速风洞产生均匀高速气流的重要部件，被称作跨超声速风洞的“心脏”。当时，欧美等发达国家的跨超声速风洞已普遍采用了先进的“柔壁喷管”技术，就是用一套可以调节的喷管去模拟跨超声速范围内的任何一个速度。而刚刚起步的我国望尘莫及，不得不使用笨重的“固块喷管”，每模拟一个飞行速度，就要拆换一套。最为致命的是，许多飞行器型号的吹风试验用固块喷管无法进行，只有拿到外国去做。做试验时，型号单位的人被挡在风洞外，吹风后拿到的数据到底准不准，心里没有底。因此，柔壁喷管成了制约我国风洞事业发展的瓶颈。

1964年，上级决定首先在一座0.3米风洞中研制柔壁喷管，就是趟路子，突破技术难关，成功后再用到1.2米风洞中去。

刘政崇主动请缨，和3名同事开始了攻克柔壁喷管的艰难探索。

学英文，车站、码头、列车上有他攻读英语的身影；查资料，在北方滴水成冰的寒冬，北京、沈阳、大连等十余家机床和液压件设计加工单位，留下他辛勤的足迹……

功夫不负有心人，花了两年多时间，0.3米柔壁喷管终于设计成功，被成功应用到0.3米跨超声速风洞中，填补了我国风洞建设史上的一项空白。此项成果获全国科学技术大会奖。

但是，要把小风洞的柔壁喷管技术成功应用到大风洞中，绝不是一个简单放大的过程。大型柔壁喷管所需的材料严重缺乏不说，加工的困难更大。1973年设计图就出来了，但是直到1978年底的5年间，刘政崇跑遍了全国的大中型机械厂家，也没能找到生产单位。一看图纸，一看精度，别人都摇头。

没有柔壁喷管的1.2米风洞，只好用一套固块喷管在跨声速范围内试验，但这根本无法满足型号要求。原计划三五年研制成功的柔壁喷管，10年过去了仍然遥遥无期。

风洞中那块留给柔壁喷管的空间，成了刘政崇心中的隐痛，他不甘心！

但装备发展停不下来。我国大量航空航天型号的跨超声速试验任务一股脑儿地挤到了眼前。没办法，上级只好决定从国外引进1.2米柔壁喷管，并派出了赴国外洽谈的考察组。

作为成员之一，刘政崇的心情非常复杂。买，既要花去国家大量外汇，也意味着自己多年的心血将付之东流。更重要的，买来的是产品，而不是技术。

刘政崇再次披挂上阵，他为自己多年的心血终于可以化成现实而兴奋不已。有了第一次设计的基础，再加上国外的实地考察，只用了两个月，刘政崇和课题组成员就完成了新方案的设计。紧接着，他又马不停蹄地以驻厂军代表的身份住进了青岛锻压机械厂，这一住，就是一年零三个月。

1982年年底，柔壁喷管被成功安装到了1.2米跨超声速风洞中。风洞有了健康的“心脏”，一批又一批的飞机、导弹在这里进进出出。1.2米风洞成了我国的一座功勋风洞。1986年，这项成果获国家科技进步一等奖。

走中国特色的风洞设计之路，必须在关键技术上超越

1991年，刘政崇被组织上任命为亚洲最大的2.4米引射式跨声速风洞的副总设计师，负责结构设计。

2.4米风洞是发展我国航空航天飞行器和现代兵器不可缺少的一项大型国防科研基础设施，也是我国空气动力研究水平跻身国际先进行列的标志。世界上仅有少数几个发达国家才拥有2米量级的跨声速风洞。

其实，早在1956年，这座风洞就被列入我国风洞建设规划。20多年过去，为了这样一个世界级风洞，多少风洞人黑发飞雪，望眼欲穿。有人干了一辈子，就耗在了这一座风洞上。

完美的代价就是要掏出更多的外汇！单是引进一套风洞驱动系统，国外就开价1800万美元，而且还不提供核心技术。

多年的工作经历，让刘政崇深深体会到：中国的风洞建设起步晚、差距大，绝不能跟在先进国家的后面亦步亦趋。而应该立足国情，坚持实用经济的原则，做到关键部位超越，核心技术一定要掌握在自己手里。

根据这一指导思想，在2.4米风洞设计中，他带领课题组成员在国际上首创了中压驻动多喷管引射风洞的方案，试验精准度居世界常规跨声速风洞之首。另外，在风洞桩基基础施工、风洞承压壳体整体水压试验、非标件加工安装等方面，都有优于国外同类风洞的卓越表现。刘政崇和课题组的成员们再次以自己的聪明才智设计建设了这座“中国特色”风洞。

建设这样的风洞，国外需要8～10年时间，需要花费1亿美元的经费，而我国仅用了三分之一的时间、五分之一的经费就完成了全部工程，在世界风洞建设史上创造了“时问最短、投资最少”两个第一。2.4米风洞建成运行以来，先后完成了神舟飞船、“长征”系列火箭、枭龙战机等大量型号试验，为我国载人航天事业和武器装备研制作出了重大贡献。

2.4米风洞任务一结束，2000年，刘政崇就转战我国第一座直径为5米的立式风洞，任总设计师，这是一次新挑战。该风洞是我国第一座为解决战机“尾旋”问题而设计建设的重要试验设施。

尾旋，是飞机在高空飞行过程中的一种失衡状态，形象地讲，就是飞机在空中“倒栽葱”，如果不及时改正这种状态，结果就是机毁人亡。国际著名空气动力学家冯 卡门曾有趣地比喻：尾旋就像爱情，能让你不知不觉地陷入进去，却难以自拔。尾旋，成了战斗机飞行员的黑色记忆！

为确保设计成功，刘政崇带领课题组成员设计、建成了一座缩尺1/15的引导风洞，先后进行了300多次引导试验，解决了立式风洞设计中的关键技术，为最后的设计方案提供了可靠的依据和有力的佐证。2005年，5米立式风洞建设成功，风洞的直径居世界第二、流量居世界之首，先后实现了三项原始性创新，突破了四大关键技术，动力及控制技术达到世界先进水平，完全具备了飞机尾旋特性试验能力。继立式风洞之后，刘政崇又相继投入了某大型超声速风洞、我国第一座多功能结冰风洞的设计工作。每一个新型风洞的设计，无疑都是对他的一次严峻考验，但每一次，刘政崇都交出了令人满意的答卷。

只有品质好的人，才能设计出流场品质好的风洞

接触刘政崇，你会不由自主地被他身上那种火热的激情、那种对新事物的好奇心所感染，他的学生们说：“最让我们折服的，还是刘政崇的科研品质。”高尚的人品，是他成就辉煌事业的根本。

上世纪60年代初，在苏联的风洞专家全部撤走的情况下，一批优秀教师放下教鞭，一批尚未完成学业的大学生提前走出校门，响应党的号召，纷纷加入到风洞设计和建设队伍。刘政崇打心眼里羡慕他们，在国家最需要的时候肩挑重担，如同好钢用在刀刃上。

1982年底，当1.2米风洞柔壁喷管一次试车成功时，站在风洞出口的刘政崇流泪了。不仅因为这座风洞安上了他历经20年曲折研制出来的、具有完全自主知识产权的中国“心脏”，还因为他终于光荣地加入了中国共产党。从18岁立下志愿，24年了，他一直在为这一天奋斗，对“党员”这两个字的理解，对党想说的话，他都写在了这座风洞里。

1991年，刘政崇接受了组织上的安排，担任了2.4米风洞的副总设计师。接受任务前，许多人都劝刘政崇要慎重。因为，从这座风洞列入规划以来，由于种种原因几上几下，仅大的设计就有4次。知心的同事、朋友帮他分析利害，成功了，别人会说是站在前人的肩膀上；失败了，砸的是自己的牌子。

还有人劝他，你已经有两个国家大奖了，是专家级的人物，完全可以在以往的成就上安享太平，没有必要再去冒险。这些，刘政崇心里都明白。技术上的压力是很现实的，因为新的设计方案综合效益必须超过以前。他还有一层难言之隐，推翻以前的设计，刘政崇觉得总有些对不住以前那些为这座风洞设计付出了无数心血、也寄托了无限希望的老战友们。思虑再三，刘政崇还是毅然挑起了这副重担。心底无私天地宽。刘政崇把全部身心都投入到这座亚洲最大的跨声速风洞里了。

1996年11月24日，已经三天三夜没合眼的刘政崇，正在指挥2.4米水压试验。这是为了试验风洞洞体承载能力而进行的一次关键试验。8088立方米的水加注到洞体中，总重量达到1.1万吨，还要加压到5个大气压，危险可想而知。现场气氛紧张极了。加到4个大气压时，风洞的一个支撑点突然传来巨大的断裂声。顿时，所有人的心都提到了嗓子眼。面对险情，刘政崇第一个冲上前去检查故障部位，冷静作出处理，水压试验一次成功。

1997年，2.4米风洞进入现场安装，可设备部件加工进展缓慢，而加工单位兰州石油化工机器总厂正在改制，工人积极性不高，眼看着就要影响风洞安装的进度。已经54岁的刘政崇果断奔赴兰州加工现场，他穿上工作服扑在现场，一干就是十几个小时。遇到技术难题，他就和工厂的技术人员一起蹲在地上边画图边讨论。他的工作热情和谦虚精神感动了工厂的人员，部件加工按时完成，为风洞安装赢得了宝贵的时间。

风洞控制系统 篇4

风洞地面效应试验研究的目的在于弄清飞行器的近地气动特性。使用活动地板固定模型的方法进行试验可有效扣除地面附面层产生的误差, 对进行飞行器地面效应研究有很高的使用价值, 有利于型号试验和开展高升力机种的研究。这为研制和开发我国自己的高升力飞行器、近地飞行的飞行器如巡航导弹、短距垂直起降飞机打下了扎实的基础。

进行本次地面效应试验的风洞试验段截面为切角矩形, 尺寸为宽4.5 m, 高3.5 m, 试验段长8 m, 针对如此大截面积的地板, 增压时的气动载荷又很大, 如何保证地板的平稳升降、如何保证地板运行至切角时两侧的平稳伸缩是本项目的难点所在。本套地面效应试验装置采用上吊地板方式, 通过在驻室试验段风洞上壁板设计加工一套地板支撑机构来实现。

1 控制系统的总体结构

地面控制系统由主控计算机、现场总线通讯卡、伦茨交流伺服电机及其电机控制器、安全监控保护电路等组成。使用现场总线卡作为输入和输出设备, 通过CAN总线通讯控制各个伦茨交流伺服电机运行, 最终完成对地板的位置控制[1]。

系统的总体硬件结构如图1所示。

(1) 伦茨交流伺服电机。伦茨9400是用于驱动电机的伺服驱动控制器, 主要使用调频调压以及调整相位的方法, 通过速度反馈和位置反馈监控, 控制电机的高精度运行。此外, 指令的给定方式, 除了使用内置于9400的I/O点和CANopen总线接口之外, 还可以使用扩展的通信接口兼容Profibus、Ethernet TCP/IP、Ethernet Powerlink等总线系统进行通信。 (2) CAN总线。CAN总线是基于串行通信的网络系统, 它是一种标准的、开放型、高性能、高可靠性和低成本的现场总线。由于CAN总线采用了许多新技术和独特的设计, 因此与一般的通信总线相比, 它的数据通信具有突出的可靠性、实时性和灵活性的优点。

2 控制系统的设计实现

2.1 控制原理

地面效应试验控制系统软件的主要工作任务是控制地板的升降及两侧侧板的伸缩运行, 本系统共使用了12个伦茨电机, 其中上吊地板有4个电机, 两侧各4个电机控制4个侧板, 每个电机内部装有绝对值编码器, 用以记录电机当前位置并实时返回给相应的伺服控制器。进行地效试验时, 控制系统工控机接受主控室计算机指令先控制地板升降机构精确的运行至目标位置, 再运行两侧共8个侧板分别运行至指定位置。该系统控制地板升降的4个电机需要位置同步, 又要保证负载均衡匹配, 由于其实时性要求较高, 伺服控制器内部采用以太网Powerlink进行通讯。试验中对模型角度和地板高度分别控制, 即当模型迎角增大时, 可以先降地板高度然后再走模型的迎角, 反之则先走模型迎角再升地板高度。

其中地板升降的极限位置距试验段中心分别为200 mm、1 200 mm, 地板厚度96 mm, 地板宽度4 080 mm, 地板左右单侧伸缩机构可伸缩至距风洞侧壁10 mm的位置, 当左右均伸至极限位置时, 地板宽度为4 480 mm。

2.2 硬件设计

在硬件上, 使用一体机作为主控制器以及人机交互的接口, 为了主控制器与各个9400控制器进行高速可靠的数据通讯, 采用了高性能的总线通讯模块[2]。考虑到控制地板升降的4个伺服电机既要保证位置同步, 又要保证负载均衡匹配, 其要求传递和检测的数据具有高实时性, 所以, 伺服系统控制总线采用以太网Powerlink进行通讯。而连接主控制器与局域网 (CAN) 的总线通讯卡选择研华PCI-1680U, 该通讯卡由于带有内置的CAN控制器, 因此能够提供总线仲裁及差错功能, 可以在检查到错误时自动重发数据, 这样就极大地降低了数据丢失的几率, 有效确保了系统的可靠性。

2.3 软件设计

风洞地面效应试验控制系统软件主要由上位机控制软件和控制器内部功能块设计2部分组成。实际做试验时, 上位机控制软件通过CAN通讯为控制器发送位置和速度信息以及起停信号, 同时控制器实时传送其当前的位置信息及状态。

控制软件的应用程序层由控制模块、显示模块和硬件设置模块3部分组成。控制模块在自动运行下接收主控室计算机命令, 执行同步定位操作;在手动运行模式下可完成同步定位操作以及单轴独立定位操作。通讯采用连续周期模式 (PDO) , 对每个控制器设置PDO, PDO信息包括:控制字、位置、速度等。显示模块接收控制器通过PDO传送的位置信息以及到达目标位置信息、报警信息等。配置PDO信息包括位置、实际速度、状态字等。硬件设置模块功能是通过SDO修改伦茨控制器内部参数, 如软件限位、定零点位置等[3,4]。总线通讯流程图如图2所示。

2.4 系统的安全保护

为保护地面控制系统的安全性, 系统在上位机控制软件添加软件限位防止误操作, 在伦茨控制器内部也设置软件限位, 该限位值可通过上位机软件动态修改。系统另外在外部添加两级硬件限位保证系统安全。一级限位连接控制器本身的硬件限位, 碰到限位开关电机停止运行并提供上位机报警信号。地板如果碰到二级限位则整个控制柜断电。

除使用上述保护措施外, 为保证地板和模型机构发生碰撞, 采用欧姆龙的OS32C激光安全扫描器产品, 通过设置相应的安全扫描范围和响应时间后, 一旦试验模型任何部位闯入扫描器扫描范围, 扫描器将立即发出I/O信号, 该信号与系统的急停信号接口连接, 保证设备安全停车。

2.5 控制精度分析

地面控制系统伺服电机全部配有绝对编码器作为位置反馈系统, 电机编码器除具有位置记忆功能外, 其分辨率为4 096, 计算精度为65 536个单位, 理论上换算到电机轴头运转的控制分辨率为0.000 33°。地板升降电动缸行程1 000 mm, 丝杠导程为10 mm, 电机减速器速比60, 因此地板控制分辨精度为:10/ (65 536×60) =2.54×10-6mm, 远远小于地板升降控制的位置精度0.5 mm要求, 因此控制余量非常大, 满足地板控制及高度的要求。同理对于地板侧板, 其行程300 mm, 丝杠导程5 mm, 电机减速器速比64, 控制分辨精度为:5/ (65 536×64) =1.19×10-6mm, 对于距风洞壁0.5 mm的位置要求能够远远满足, 因此整个地面系统的总的位置误差主要取决于传动机构的间隙误差和地板的结构控制变形带来的偏差。

3 结语

本文通过对风洞地面效应试验控制系统的测控系统进行了详细的分析, 成功地设计了一套基于CAN总线的地面控制系统, 该控制系统共使用了12套控制器和电机, 各个控制器与工控机采用CAN总线形式相互访问通讯, 其中控制地板升降的4个控制采用主从方式, 内部通讯使用Powerlink方式, 因此该系统具有实时性强、可靠性高、结构简单、可操作性强等优点, 具有可扩展性, 对于其他的多电机控制具有借鉴意义。

参考文献

[1]刘伟, 吴金龙, 苏永升.基于LabVIEW的往复式压缩机微机监测与控制系统设计[J].流体机械, 2010 (7) .45～47

[2]何艳芝.基于CAN总线的飞机旋翼成型机控制系统[A].第三届十省区市机械工程学会科技论坛暨黑龙江省机械工程学会2007年年会论文 (摘要) 集[C], 2007.54～62

[3]KHB_CANonboard9400_v3-0_EN_ (Feldtest) .pdf:18～30

飞机机翼摇滚低速风洞实验研究 篇5

飞机机翼摇滚低速风洞实验研究

介绍了机翼摇滚低速风洞试验技术，并对试验装置、试验方法、数据采集等进行了描述。重点讨论了一种歼击机模型在气动中心低速所4m×3m风洞进行的机翼摇滚风洞试验的典型结果。最后对形成机翼摇滚的机理进行了探讨与分析。

作 者：孙海生 姜裕标 SUN Hai-sheng JIANG Yu-biao 作者单位：中国空气动力研究与发展中心，四川 绵阳 621000刊 名：流体力学实验与测量 ISTIC EI PKU英文刊名：EXPERIMENTS AND MEASUREMENTS IN FLUID MECHANICS年，卷(期)：14(4)分类号：V211.41关键词：大攻角 机翼摇滚 风洞试验 high angle of attack wing rock wind tunnel test

风洞控制系统 篇6

在风洞试验中，当风速确定时，直升机模型对应的倾斜角度无法精确预知，需要根据数据监控系统反馈的天平载荷来进行繁琐的调节，逐渐逼近并最终使模型保持平衡状态。长期以来，我国都是靠人工手动来完成调节，不仅耗时耗力，而且稍有差错，就可能直接损坏模型和试验平台。随着中国直升机性能需求的不断提升，研究和发展直升机载荷自动配平技术成为当务之急。

伴随着信息技术的发展，某所基于人工神经网络的自动配平技术思路逐渐清晰。在直升机4米试验平台大修过程中，这个所通过设备改造升级，成功建立直升机试验信息网络系统，并先后解决动态装置调试、系统间数据实时共享、调节精度修正等关键技术难题，使得该系统能够自动进行精确的载荷平衡调节。试验结果表明，这项技术的成功应用，将大大提高直升机风洞试验效率，减少发生人为调节失误的几率，是中国直升机试验技术的一项重大进步。

风洞控制系统 篇7

1 工程简介

1.1 集中用气点分布情况

结冰风洞制安现场主要分为预制区和安装两大区域, 整个制安现场约21000m2。预制区域安装有1台20t和2台5t的门式起重机。160t+100t的主龙门吊履盖整个安装区域和部分预制区域。预制区域内分布着部段预制的钢平台、材料堆场与下料区域。安装现场风洞回流道内分布着两个钢平台, 该两个平台主要承担风洞驻室段的预制工作。集中用气点主要分布在预制平钢台附近、下料区附近以及两台数控火焰切割机附近。

1.2 系统简介

集中供气系统的首端为集气缸, 末端为各分气缸, 集气缸和分气缸间通过无缝钢管连接。共有两个系统, 一个是氧气系统, 一个是高能丙烷气系统, 氧气系统和高能丙烷气系统分别配置1个集气缸和10个分气缸。现场设置氧气气瓶室和高能丙烷气气瓶室, 集气缸布置在气瓶室内, 靠墙边安装并固定在支架上。气瓶内的压缩气体经减压阀后用软管通过集气缸的进气阀向集气缸供气。集气缸出口为一根主管, 各分气缸的进气支管通过焊接并联在主管上。每个分气缸上安装4个供气接头。集中供气系统图如图1所示。

2 施工方法

2.1 集气缸制作与安装

两个集气缸本体均用φ273×10的20号钢无缝钢管与相应壁厚的成品热压封焊接而成, 集气缸长度L=1880mm。每个集气缸上安装10个进气阀及进气接头, 安装1个安全阀、1个压力表, 1个出气总阀、1个排污阀.氧气集气缸上安装氧气压力表量程为0-2.0MPa, 高能丙烷气集气缸上压力表量程为0-200KPa (膜片式压力表) 。无缝钢管与封头焊接的接头形式选用化工标准HG20583-1998的DU4形式。

组焊时先开孔焊接各个接头短管, 再焊接封头, 组焊最后一个封头前, 将内部清理干净。采用氩弧焊打底电焊条盖面的焊接工艺, 以保持罐内清洁, 防止堵塞。集气缸内部焊缝要防出现内凹现象, 短管接头伸入管壁内约2㎜左右, 全焊透。焊丝选用TIG-J50, 焊条选用E4315。

气瓶室采用砖砌房盖采钢瓦, 净面积约20m2 (4m*5m) , 集气缸安装在气瓶室靠近门的墙边。气瓶室前后砖墙砌花窗, 以保证室内空气流通。集气缸采用支架固定在地面上, 用卡箍将集气缸固定支架横担上。缸底距地面约300mm, 缸壁距墙面约200mm, 缸体水平度不大于2/1000, 且排污阀端低。

2.2 分气缸制作安装

分气缸本体选用φ108×6的20号钢无缝钢管制作。集气缸采用φ108×6与相应壁厚的成品热压封头焊接而成, 分气缸长度L=800mm。每个分气缸上安装1个进气阀及进气接头, 1个压力表, 4个出气阀、1个排污阀.

高能丙烷气分气缸上每个出口阀门上需配置一个回火器, 防止回火事故的发生, 其余配置两种分气缸均相同。

分气缸的坡口形式、组焊程序、焊接方式、焊接要求与集气缸相同。

分气缸安装在各集中用气点附近, 支架为埋地支架, 采用卡箍固定, 缸体水平度不大于2/1000, 且排污端低。

2.3 阀门与管件的连接

按规范规定工作压力大于0.1MPa严禁选用闸阀, 该两个系统的阀门均选用阀体为铜基合金, 阀芯为不锈钢的丝接阀门。阀门的密封填料为聚四氟乙烯材料。

管路上的弯头热弯预制时不得出现皱折, 且弯曲径不应小于管子外径5倍, 热压成品弯头的弯曲半径不应小于管子外径1.5倍;三通采用成品无缝热压三通。

氧气系统的丝口连接处 (比如阀门处等) 采用聚四氟乙烯薄膜作填料。

2.4 气压与气密性试验

按规范要求, 系统试验压力为最高工作压的1.15倍, 氧气系统的试验压力为0.92MPa, 高能丙烷气系统的试验压力0.115MPa。试验时按试验压力的10%逐级升压, 每级稳压5min, 直至试验压力后稳压15min, 再将压力降至设计压力, 稳压30min。稳压期间。用肥皂液检漏。焊口、阀门的前后接口、阀体等部位为检查重点, 无泄漏为合格。

2.5 接地保护

整个气统需做独立的导除静电的接地系统, 接地电阻不大于10Ω。每对法兰或螺纹接头间设跨接导线, 电阻值应小于0.03Ω。这项工作安排在系统严密性试验结束, 系统吹扫完毕后进行。

2.6 气体充装

(1) 氧气系统充装。氧气系统可直接充装经减压阀减压后的氧气, 充装前系统阀门应处于以下状态:集气缸的进气阀开、出气阀开;分气缸进气阀开、分气缸出气阀关;压力表阀开、所有排污阀关。充装过程:先打开气瓶总阀, 通过减压阀顶针向系统供气, 打开系统每个分气缸上的一个出气阀进行排空。每个支路的排空时间以1min为宜。充装完成后, 关闭分气缸排气阀, 系统处于待用状态。

(2) 丙烷气系统充装。系统充装丙烷气体时, 当分气缸排出口有丙烷气气味后, 再排约10s钟关闭排出阀。在这个过程中, 排出口附近10m范围内要严禁烟火。3结束语

实践说明, 在大型钢结构风洞制安现场采用集中供气方式进气割下料, 有利于施工现场的安全文明施工管理、有利于节约用气和气瓶管理等。集中供气的供气方式在焊接方面也有推广意义。

参考文献

[1]工业金属管道工程施工及验收规范GB50235-2010.

风洞控制系统 篇8

中国空气动力研究与发展中心低速所再传捷报, 该所自主创新研究的基于线阵CCD的高精度实时空间位移测量系统成功应用于某型号试验, 标志着该系统具备了型号试验能力。该系统的研制, 成功解决了低速风洞试验中的瓶颈问题, 提高了模型位移、姿态角、轨迹、振动等参数的实时测量能力, 为天平校准和有关型号低速试验研究提供了有力的技术支撑。

在风洞试验中, 由于模型风载时的姿态与零载时的姿态不一致, 造成数据误差, 比如某大型飞机阻力系数0.0001的不确定度, 在远程巡航中将改变1%的有效载荷。采用光学非接触方法进行实时位移测量, 准确获取模型姿态角、轨迹、振动等参数, 是提高风洞试验精细化程度的一项关键技术。

该所研制了基于线阵CCD的高精度实时空间位移测量系统, 满足了低速风洞试验中模型位移、姿态角、轨迹、振动等参数的测量需求, 建立了低速风洞实时空间位移测量试验技术, 满足型号试验的工程实用要求。

太阳能发电矩阵的风洞研究 篇9

在商业建筑物平屋顶上安装的太阳能电池板阵列经受着强风的吹袭, 因而其系统结构的安全性能备受关注。位于美国洛杉矶的Dependable物流中心屋面1.22MW光伏项目 (见图1) 要求光伏系统达到建筑安全可靠的要求。为满足这一要求, 本研究所提供的风载荷的要求已经达到或超过美国土木工程师学会 (ASCE) 7-05标准的要求, 为简化太阳能板上风压的规定条件, 以便在考虑压载时使用, 并符合建筑研究所的建筑物荷载的建议, 根据建筑物的风洞实验研究要求进行[2]。

本文确定了屋顶光伏阵列在风洞内进行测试的物理模型和测试条件, 描述了所开展的屋顶光伏阵列在空气动力学研究的试验方法, 并对其过程和结果进行分析、讨论。

1 物理模型和测试条件

将一个1∶20比例的光伏系统Matrix Pro (清源专利) 安装在通用平屋顶的商业建筑上。该模型位于“典型”工业大厦的平屋顶, 其屋顶高度相当于实际建筑的7.5m、平面尺寸约为25m2, 位于风洞测试隧道设施中。脉动风压的探头和测量仪器安装在模拟太阳能板的顶部和底部的表面。测试模型是由一个4×10的阵列组成 (见图2) 。由C/A值 (等比效应系数) 的形式呈现其结果, 它们可以应用任何规格大小或方向 (纵向或横向) 的太阳能板。

在通用型建筑中, 非正式的阵列按两种配置划分, 本文对其进行了建模分析 (如图3) 。图3 (a) 中组件安装在屋顶的西南角, 没有护墙;图3 (b) 中组件安装在屋顶的西侧边缘, 护墙的高度等于阵列高度的3倍。上述配置进行了系统倾斜角为10°、12.5°、15°和20°的测试。在所有配置与测试中, 采用阵列和屋顶边缘之间的2m最小余量。

研究中设计风压力是基于清源科技太阳能光伏结构产品的设计提出的。对典型水平或低坡度 (<1∶10) 平屋顶商业建筑物, 在标准地形条件下, 高度选取4.5~18m。其他光伏系统设计在本次调查的范围可能会产生不同的风荷载。如果阵列位于偏离标准地形条件下的重大建筑项目工地附近, 可能会发生一些负载的变化。

其次, 在风洞测试中, 针对屋顶光伏阵列所需要采用的风压进行设计。

2 设计风载

为了获得光伏系统在区域内的长时间风压参数, 实验中10min的平均风速对应的是100a的名义等效率。这意味着在真实条件下, 在任何一年里系统将经历这样速度的概率是1%。实验中的测试方式不针对任何一个特定的位置, 季风变化的定向偏差没有反映在预测中。研究中假定风向从最有效果的方向对模板进行作用的设计方式。

光伏阵列设计时, 必须考虑相应光伏元件承受的净风压作用。文中所提供的结果, 包括光伏组件上下表面风压的分析 (由比例模型通过风洞试验直接测量) 。每个阵列元素的净压力是通过直接测量阵列的瞬时压力差来确定的。

在这项研究中, 主要关注的是压载的要求, 以防止光伏系统离地升空。因此, 向上抬起力的测试是主要关注的, 不过同时还分析了在向下和横向 (拖动) 方向的力量。首先是负载作用在一个独立光伏阵列, 假设阵列内的单个组件结构与相邻板分开, 并依靠自身的压载系统。这个假设也适用于组件支撑件的设计。

其余分析针对逐渐扩大的平均面积。假设这些每个独立的平均能够通过施加压载的再分配去抵抗风荷载。这种方法提供了一个安装加载的见解, 强大的互连使压载及系统部件的重量更有效地协助阵列并固定在相应位置上。

3 设计风压

假设压力系数代表最坏情况下的风向, 是风洞中建模的36个风向获得的数据组合。由于所选平均面积被投射到水平面上, 以直接预估抬升/下压力 (即直接解释为余弦的倾角) 或投射到垂直面上, 以确定阻力 (拖拉力) 组成部分。因此, 使用推荐系数得出的压力可适用于这种平均面积内的所有光伏模块面积。不推荐在超过30m高的建筑物上安装的太阳能电池阵列。

把一个阵列分为6个空气动力区域, 包括角落、边和实地, 如图4、图5所示。角落区域是由前列太阳能板的风暴露产生, 不利于两侧从相邻太阳能板的掩护。边角区包括屋顶面积相当于3个太阳能板在东西方向, 并且3排在南北方向, 对两侧的开放式屋顶。边缘区是沿着北, 南, 东或西边缘的空气动力区域, 边缘区由前列太阳能板的风暴露产生, 不利于单侧从相邻太阳能板的掩护。边缘区包括3个太阳能板在东西方向, 或者3排在南北方向。

由于风洞测试的局限, 对于研究中提供的风压系数, 不考虑当地风气候的方向性以及周围地形的影响, 不考虑太阳能电池阵列的安全或负载因素。通过代码分析方法计算风荷载。因此, 当确定压载方案时, 建议具有建设设计管辖权的官方要确认适用于风压的适当载重因素。

基于在屋顶系数的差异, 对中层或高层建筑开展具体的风洞试验, 其系数通常参考低层和高层建筑的规范和标准。基于这种方法, 建议相应的风荷载系数乘以1.5的风险系数, 足以满足在这种情况下设计屋顶安装阵列。

通过测试获得规则阵列分为6个空气动力区域的载荷系数GCp值并进行分析。阵列受力横向拖动所受载荷取决于阵列的自重, 阵列越重, 被拖动的载荷就相对小。但随着自重的增加载荷的读数呈现收敛现象 (见图6) 。

随着阵列角度的增加, 抬升载荷的读数也成比例增加 (见图7) 。

值得注意的是北部所受的拖拉载荷GCp在不同角度的阵列配置时都有接近的读数, 基本围绕着0.9 (见图8) 。

无围墙的条件下, 阵列角落所受载荷GCp相对剧烈, 波动范围为0.3区间。有围墙的阵列整体载荷GCp均匀, 波动范围在0.1内 (见图9) 。

在有围墙的条件下, 抬升载荷GCp影响在不同角度系统的配置下都相应降低了50% (见图10) 。

4 阵列刚度平均面积

连续阵列的平均面积代表了阵列的最大平均面积, 阵列中任何间断将使测试结果完全不同。最大可获得平均面积表示为X乘以Y。其中X是太阳能板在东/西方向上的数量, 是自身能够分担负载。Y是太阳能板在北往南方向上的数量, 能够实际分担负载。

当指定范围越靠近阵列外侧, 使得更少的相互连接的太阳能板与整个阵列分担负载。不连续阵列, 例如缺失太阳能板或缺乏相互连接, 也会导致相邻太阳能板分担负载的减少。在这种条件下的压载设计, 连续阵列的平均面积应相应减少的数额等于缺失板块的数量 (见图11) 。

值得注意的是平均面积之间的差异, 其中涉及相邻太阳能板之间如何共同分担抬升风荷载, 基于阵列的空气动力学而规定不同的抬升和拖动值。

5 压载

压载用于防止滑动和掀起, 这两种情况之间的最大价值, 可以分别使用下列公式进行确认, 并应用于设计中。

压载-抬升阻力为:

压载-滑动阻力为:

式中:αw—风荷载系数;

αD—绝对载系数;

ρ—现场位置的平均参考压力, N/m2;

M—适当平均面积装配系统的自重, kg;

fn—屋顶和支架系统之间的摩擦系数;

Auplift—投射到水平面上的太阳能板面积, m2;

Adrag—投射到垂直面上的太阳能板面积, m2;

|GCp|uplift—测试结果中获得的所选平均面积上升载荷系数绝对值;

(GCp) *drag—测试结果中获得的最高阻力载荷系数乘以相应的面积比例因子;

|GCp|*uplift—测试结果中获得的最高上升载荷系数绝对值乘相应的面积比例因子。

静载荷因素/风载荷因素参考标准如图12所示。用光伏阵列完全覆盖的屋顶面积描述了相应的抬升/下压力比例因子。

6 结语

使用上述系数得出的压力可以应用到所有光伏组件领域, 投射到一个平面内选定的平均面积, 确定抬升/下压力的力组成部分的目的, 或确定拖拉力组成部分的垂直平面。

平均区域较大的下压力系数, 可从曲线获得单个模块系数乘以适当的面积减少的因素。这些减少的因素仅适用于横跨至少有3行阵列的扩展的区域平均。

该项目的研究满足了工程要求, 为压载研究提供了经验和方法, 同时也可以为后续建设和设计提供新的参考。在光伏阵列研究领域对测试方法和参数的确立达成更广泛的共识提供支持。

抗风伞布料风阻系数风洞试验研究 篇10

1风洞试验

1.1试验设备及模型

该试验在300mm×300mm的风洞中完成,见图1。考虑到风洞的尺寸,选用三种布料分别缝制在圆锥体上。三种布料分别是:EVA塑胶,原料为乙烯—醋酸乙烯共聚物,英文简称EVA (ethylene-vinyl acetate copolymer);牛津布,英文名oxford,又叫牛津纺;碰击布,又叫高密度碰击布,采用锦纶(尼龙)与棉纱混纺或交织的一种织物。见图2。圆锥体模型尺寸为,底圆直径80mm、锥体母线长80mm。

1.2试验准备

首先将缝制好雨伞布料的圆锥体,见图3,安装放置在风洞中,位置见图4。依据上海年平均风级为3～4级(3.4m/s～7.9m/s),见表1,而南汇新城的年平均风级比上海市区高出2-3个风级,所以应该是5-7级(8.0m/s～17.1m/s)左右。

根据该风洞的风速和通风机电源频率关系,如图5所示,在风速8.0m/s～17.1m/s所对应通风机的通风机电源频率在约20～40Hz之间,因此,在三种布料的风阻系数测量过程中,通风机电源频率的变化规律都一样的,只要保证通风机电源频率变化过程包括有通风机电源频率20～40Hz这一段,就可以了。

2.3试验过程数据采集

通过调整通风机电源频率15～45Hz之间变化,步长为3,共1 1个采样点。每个采样点记录力信号,然后换算成F力实际大小。为了使试验数据采集的更准确,每项实验重复三次。

力信号与F的实际大小换算根据公式:F电信号=131.93×F实际+2.3041

F电信号:YD-28A型动态电阻应变仪测得的电信号;

F实际:力的实际大小(N)。

3实验结果与分析

3.1数据测量与处理

根据

其中,F为模型的阻力;

ρ为空气密度;

V为试验风速;

A为模型在铅锤面上的投影。

计算出每个采样点时的风阻系数值,得到三种布料风阻系数随通风机电源频率变化曲线。经过对每项实验所做的三次重复试验的试验数据的整理和修正,得到如图6、7、8所示的变化规律。

三种布料风阻系数变化曲线,放在一起,可以清楚地看到三种布料参数之间的比较差别,见图9。

3.2试验数据结果分析

从试验所得数据可以看出,三种布料的风阻系数值随通风机的通风机电源频率(风速)都是变化的。在通风机电源频率15～30Hz之间都有一个峰值,牛津布的风阻系数在通风机电源频率为27～28Hz时达到约1.27,为三种布料峰值中的最大;而EVA的风阻系数在通风机电源频率为23～25Hz时达到约1.18,为三种布料峰值中的最小。

4结语

综上所述,通过风洞试验,可以较好地测得三种布料的风阻系数随风速变化的规律,我们关心的是上海市南汇新城区域的年有风天,均风力5-7级,也就是通风机电源频率20～40Hz之间风阻系数的变化规律。在此阶段,三种布料都出现了峰值,然后随着风力的不断加大,风阻系数不断减小了。从三种布料的风系数变化规律看,EVA的风阻系数不论是峰值、各点采样值,照比其他两种布料都要小一些。牛津布的峰值和各点采样值在三种布料中都要大一些。因此,依据风阻系数与风阻力的正比关系,风阻系数大则风阻力就大,所以,三种布料中,最适合作为抗风伞布料的是EVA布料。

参考文献

[1]李志国,曾加东,李明水.大跨度斜拉桥拉索阻力系数风洞试验研究[J].四川建筑科学研究,2014(3):1-4.

[2]王卫华,廖海黎,李明水.风致屋面积雪分布风洞试验研究[J].建筑结构学报,2014.

[3]王卫华,李明水,陈烯.斜拉索阻力系数研究[J].空气动力学报,2005,23(3).

风洞控制系统 篇11

正如俄罗斯“N·E·茹科夫斯基”中央空气流体动力学研究所专家们所宣称的，针对歼-17战术轰炸机模型的风洞试验已基本完成。

中国现在已通过歼-11B和歼-16战斗机项目积累了重型战机的研制经验。军事航空专家们认为，中国版的苏-34将用于取代部分的现役老式轰-6（仿制自1953年首飞的图-16）重型轰炸机，并进一步充实中国空军的轰炸机规模。

侦察卫星拍摄的影像已清楚地表明，中国空军机场中轰-6型轰炸机的数量近期明显下降。这意味着，中国空军装备的早期生产的老式轰-6已开始退役，同时，该现象从另一方面也说明，中国对这种老式机型的现代化升级能力仍非常有限。

航空专家们表示，研制新式重型轰炸机是一项非常复杂的工程。对于中国航空工业企业来说，由于缺乏国产的大推力涡轮喷气发动机，这项工作（研制重型轰炸机）变得更为艰巨。

较早前曾有报道称，中国可能早在1998年便已启动了歼-17战术轰炸机的研制工作。在1998年的珠海国际航空航天展期间，中方公布的视频资料中曾出现了一种外形特征类似于俄制苏-34的未知战机的模型。据专家们推测，歼-17型战术轰炸机的最大载弹量可达8吨，与中国空军现役的轰-6相比差距并不大，轰-6最大载弹量为9吨。因此，理论上，歼-17同样也具备挂载远程巡航导弹的能力。

俄罗斯此前曾表示，有意向中国提供出口型的苏-34战术轰炸机。来自中国的消息人士认为，中国空军通过装备苏-34或歼-17这样的战术轰炸机可将自己的攻击能力大幅提升至“世界领先水平”。

除此之外，有媒体曾报道，中国还在以现役的歼-11B战斗机为基础研制另一款重型战斗轰炸机——歼-19。（俄罗斯军工信使网）

风洞控制系统 篇12

风洞试验利用测控技术控制相应设备产生可控气流模拟飞行器绕流,并依靠测控技术获取飞行器所受到的气动力/热/载荷等多种气动特性数据,因而风洞测控技术是开展空气动力学试验的核心技术之一。风洞测控技术的发展对提升空气动力试验与研究能力、水平及质量效率有着决定性影响。

传统的结构化风洞测控软件存在可扩展性与重用性较差、不易维护、开发周期长、成本高等缺点,造成风洞测控软件平台通用化程度不高,各风洞之间测控软件差异较大,操作界面、数据格式及通信接口等各不相同,岗位培训工作量大,跨风洞人员交流困难,试验数据重复利用率差,风洞群的协同验证作用难以充分发挥。因此,使用结构化设计方法设计开发的测控软件设计已难以满足当前试验需求不断发展、试验技术日趋复杂、试验设备升级改造和软件平台规范标准的要求。

1 风洞测控软件平台通用化现状

为了进一步提高风洞试验效率和数据质量,世界一流的气动机构在风洞测控软件平台通用化方面开展了大量工作,其典型代表就是DNW开发的GAIUS(Generic Automated Integrated Universal System)系统。

DNW风洞联合体管理运营着德国和荷兰的12座亚、跨、超、高超声速风洞。这些风洞建设于不同时期,并且在未来几年内,这些风洞的测控系统都将达到设计使用寿命。为此,DNW为这些风洞统一研发部署了GAIUS系统[1]。系统模块设计如图1所示。

系统包括GAIUS总线、基于用户脚本的中控系统、用户界面接口、现场设备控制(含风洞设备控制及模型姿态控制)、数据采集、数据处理等功能模块。系统具有如下特点:

(1)封装性。系统将风洞测控系统底层及核心功能封装为基类,模块由基类派生,解决单一通用问题,并根据功能划分进一步封装为软件组件,隐藏具体实现细节,提供接口供风洞测控岗位人员及试验负责人灵活调用,这就使得试验任务承担人员等非专业软件开发人员能方便快捷地在通用基础平台上构建满足不同应用需求的测控程序。

(2)独立性。组件独立于编程语言,采用不同的语言编写的组件能在一起协同工作,并通过标准接口连接到GAIUS总线,组件与组件采用实时发布-订阅中间件RTPS实现通信,满足不同技术背景的专业人员对测控软件的开发需求。

(3)灵活性。可以对组件单独进行升级,改进完善原有的功能;对于设备升级造成的底层软硬件的修改,也只要保证提供的基类和组件对外界的接口不变,就不会影响原有应用系统的运行,具有良好的兼容性和灵活性。

基于组件的软件开发技术从根本上改变了软件的生产方式,与传统开发方法相比具有明显优势:首先,提高了软件重用率,通过标准的接口将现有代码进行包装,制作成可重用的组件,保护并继承了现有技术成果;其次,使开发的系统更加灵活,模块化程度高,模块耦合度低,更加便于维护和升级;最后,降低了对系统开发者的要求,更加易于学习和使用。

GAIUS系统减少了DNW在众多风洞上的重复投资,不同设备之间的操作人员交流变得更简单,设备的升级改造变得更容易,试验效率得以提高。据报告称,GAIUS系统的应用使DNW所属风洞试验效率提高约30%。

DNW风洞群GAIUS系统的研发理念对我国未来的风洞群建设具有重要参考价值。

2 基于组件的风洞测控软件平台设计

合理有效的软件体系架构设计有助于分析和描述系统的不同层次结构,简化软件系统的开发,既便于软件重用,又便于系统的扩展升级。

2.1 总体思路

本文提出的组件化测控软件基于面向对象思想并结合了组件开发的方法,将测控系统分解为一个软件框架和若干实现基本独立功能的模块,并将这些完成不同功能的模块都封装成组件的形式,根据实际的测试任务需求,在软件框架上选取所需的组件并加以装配,从而形成一个满足特定需求的测控系统。

2.2 层次结构

风洞测控软件平台主要有两个任务:一是为用户提供一个建立和操作测控系统的集成开发环境;二是接收用户提出的测控需求,完成系统的组装及风洞试验测控任务。因此,根据这两个任务,可以将整个测控软件划分为用户定制层和功能实现层两部分[2]。整体结构如图2所示。

2.3 组件划分

一个组件通常包含一个或多个逻辑上相关的类,合理地划分组件,有利于组件的复用和实现,以及系统的配置管理。组件粒度越大,其功能就越完善,独立解决某一类问题的能力就越强,但实现和理解组件就相对困难,重用难度加大;粒度越小,组件越易于复用,但管理组件等代价将增大,甚至大于复用带来的好处。划分组件时应从功能模块的完整性、高内聚和低耦合性等方面出发。本文根据风洞测控系统特性,依据重用原则、闭包原则、消息传送原则、分布式服务分割原则,对风洞测控系统的组件进行如下划分:

(1)用户定制层为风洞测控软件的上层,主要功能是用户根据其需求通过用户定制界面设置测控系统运行需要的各种数据信息,包括选择功能组件、确定输入参数等。当用户对系统定制完毕后,就会生成基于XML的定制信息表。然后,应用程序控制中心将定制信息表传递至功能实现层。当用户制定不同的功能时,通过在用户定制层给出的信息调用相应的功能实现层控件,实现整个软件系统的运行,还可针对不同的需求进行扩展。

(2)功能实现层为风洞测控软件的底层,负责接收并解析上层传递下来的XML定制信息表,实现底层数据间的传输以及发送控制命令,最后生成用户定制的系统运行界面。按照组件技术设计的观点,根据需要对系统要实现的功能进行分类和归纳,将功能实现层软件的主要操作封装在相应的类中,形成不同的功能组件库。应用程序控制中心根据装配信息,将用户选取的组件从库中调用出来并进行组合,从而构建出一个定制的测控软件系统。

2.4 组件接口与通信

组件划分后需要进行接口设计,它是组件设计的重要部分。一个组件接口是一组逻辑上相互关联的操作,这些操作定义了某类公共行为。接口是一组操作的规范,而非任何特定的实现。接口和具体实现的分离,使其具有较高的抽象性,提高了系统的复用能力,有利于系统的维护和扩充。接口设计要兼顾简单和实用性。组件的内部细节不应反映到接口中。接口与内部实现细节的隔离程度越高,组件发生变化对接口的影响就越小。

软件组件之间的数据交互采用典型的生产者-消费者设计模式进行设计,其中数据流的上游作为数据生产者,数据流的下游作为数据消费者。为了使组件设计更为简单,而把数据队列的管理放到数据消费者组件中进行,对外只保留添加数据的接口,如图3所示。

2.5 组件封装

通过对风洞测控软件功能模块进行组件封装,以服务的方式提供给任何需要该项功能的使用者,而使用者并不需要掌握实现某项测试功能的代码,只需知道其接口标准即可。

封装技术主要包括DLL(Dynamic link library)封装和COM(Component Object Model)封装。

DLL在Windows系统中占有非常重要的地位,是功能模块封装技术中最常用的实现技术之一。DLL是一种二进制代码,一经调试成功,任何开发语言只需遵循调用的函数说明即可调用它,如用VC++开发的DLL可被VB、JAVA等语言调用。

COM包含了DLL,按照COM规范实现的DLL可以被视为COM组件,它既可以被存在于同一台计算机上的应用程序调用,还可以被远程网络上的其他应用程序调用,目前应用得比较普遍的是Active X控件。

3 基于组件的风洞测控软件平台原型系统设计

将测控软件分解为若干个实现独立功能的组件,根据实际的风洞试验任务需求,选择所需的功能组件并将其组装起来,从而形成一个满足特定需求的测控系统。用户可根据其需求通过用户界面设置测控系统运行需要的各种数据信息,包括选择功能组件、确定输入参数,所有输入信息通过用户界面向控制中心传递,控制中心生成XML信息表,向功能实现层传递定制信息,将用户选取的组件从库中调用出来并进行组合,从而构建出一个定制的测控软件系统。

根据设计思路,试验中根据试验内容自动组织试验组件(各个控制系统)和试验流程,使系统实现全自动集成,当风洞需要在定总压定迎角定M数运转方式、定总压定迎角步进变M数运转方式、定总压定M数步进变迎角运转方式、定总压定M数连续变迎角运转方式、定M数定迎角变总压运转方式等运行方式中切换时,风洞测控程序的准备过程变得更简单容易,只要对相应的参数进行配置即可完成。统一的风洞运行参数界面如图4所示。

比如,采用定总压定迎角步进变M数运转方式开车,M=0.3、0.4、0.5、0.6、0.7、0.72、0.75、0.8。操作人员只需调用统一的开车参数配置程序,分别对总压、迎角和M数进行配置,而不需修改专业性更强的源代码,即可生成所需的完整的开车程序(图5、图6)。程序准备时间大大缩短,从而提高了试验准备效率。

4 结论

风洞测控软件采用面向对象设计思想和组件设计技术,将提高测控软件的开发速度和效率,提高程序复用率,缩短开发周期,降低开发成本,并打破传统测控系统的结构固定、功能单一等限制。这种设计思想使测控软件平台更容易维护和扩充,从而满足对于测控软件通用性、可移植性和可扩展性的要求,使现有设备和设施能够更好地满足更多更复杂的风洞试验的需求。

参考文献

[1]Detlef Krack.The generic automated integrated universal system(GAIUS)for wind tunnels,German-Dutch wind tunnels DNW[C].Seattle:AIAA Aerospace Conference,2009.