Φ3.2m低速风洞战斗机机动进气道试验装置控制系统设计与实现

• 作 者: 吴海瀛
• 出 处: 西南科技大学
• 发表日期: 2018年期
• 关键词: 风洞试验 进气道 控制程序 PID

某些飞行器采用机身两侧或腹部两侧吸入空气的进气道形式,机身前部产生的旋涡很容易被吸入进气道。飞机在做大机动飞行时,机身前部产生的旋涡形态与平飞时相比有较大区别,这种情况很可能导致飞机过失速机动飞行时的进气道内、外流场与定常飞行时相比差异很大,从而引起进气道唇口处和侧壁处的气流分离,导致进气道出口流场发生畸变,气动力出现明显的迟滞,有必要通过地面试验的方式开展相关研究。本文在此背景下,设计了Φ3.2m低速风洞战斗机机动进气道试验装置的控制系统。该系统由上位机、运动控制器、力矩电机等组成。上位机根据运动控制程序进行轨迹规划,定时插补,生成目标位置信号。然后,运动控制器以及来自位移、转速测量传感器的反馈信号送入偏差计数器中进行比较,经PID参数整定后经数模转换成电机驱动器认可的速度信号。最后,电机驱动器用这些信号来控制力矩电机。最终使与力矩电机相连的试验装置的机械结构可以实现模型的俯仰、偏航振荡和快速拉起等运动,从而模拟飞机机动飞行状态。控制系统研制完成后进行了设备调试与校核试验。结果表明:该系统方案合理,设备可靠;采用的电机直驱装置形式,在有效模拟飞机机动飞行状态的同时,确保了模型姿态角的控制精度。