高Mach数电磁流动控制效果研究进展

1

作者 杜洋 柳军 《气体物理》 2025年第2期16-29,共14页

高空高速飞行条件下的电磁流动控制技术可以应用于热防护、分离区控制、缓解黑障问题、气动外形设计等多个领域,然而目前该技术在各领域中的应用效果及规律尚未经过系统的总结。现有的研究结果表明,对于磁控热防护,配合以合理的优化方... 高空高速飞行条件下的电磁流动控制技术可以应用于热防护、分离区控制、缓解黑障问题、气动外形设计等多个领域,然而目前该技术在各领域中的应用效果及规律尚未经过系统的总结。现有的研究结果表明,对于磁控热防护,配合以合理的优化方法或合适的电磁场参数,能够实现典型状态下驻点热流降低至少20%的控制效果;对于磁控分离区,典型工况下也能实现20%及以上的控制效果;对于磁控通信问题,磁控可以显著降低电子数密度(超过40%),进而有效降低等离子体的截止频率,从而缓解黑障问题。机理方面,对于较为复杂的分离流控制,目前研究主要集中于均布磁场控制,磁场种类相对单一,对电磁场时空分布参数的研究多集中于指定区间内的个别数值,且没有和优化方法相结合;对于飞行器头部热流磁流体流动控制,已经开始采用优化方法进行变磁场设计,从而有效降低飞行器头部的峰值热通量和总热载荷。根据目前的研究现状,对电磁流动控制效果和规律的相关研究现状进行了总结,从而对后续电磁场进一步的优化设计提供指导。 展开更多

关键词 高mach数 电磁流动控制 控制效果 热防护 分离流控制

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基于改进MPC算法的马赫数控制器设计 被引量：1

2

作者 王迪 郁文山 +2 位作者 郭存岩 麦鴚 武超 《电光与控制》 北大核心 2025年第12期81-86,共6页

提出了一种改进MPC算法的马赫数控制器设计。根据马赫数0.3工况下的实验数据获得栅指-马赫数阶跃响应数据并采用最小二乘法进行拟合,得到更加光滑、准确的模型向量用于建立控制器的预测模型。为解决模型向量不能完全准确描述马赫数与栅... 提出了一种改进MPC算法的马赫数控制器设计。根据马赫数0.3工况下的实验数据获得栅指-马赫数阶跃响应数据并采用最小二乘法进行拟合,得到更加光滑、准确的模型向量用于建立控制器的预测模型。为解决模型向量不能完全准确描述马赫数与栅指之间的映射关系的问题,引入了一个动态调节因子R补偿马赫数输出值。为避免对动态调节因子优化求导出现奇异矩阵,采用梯度下降算法对动态调节因子进行优化。在马赫数0.3工况下仿真结果表明,所设计的控制器与传统MPC算法相比能够更快使马赫数稳定,减少波动。在马赫数0.6、0.7工况下仿真结果表明,所提算法只需要获得单一工况的阶跃响应数据,就能够对其他不同工况马赫数实现追踪和稳定控制。 展开更多

关键词 模型预测控制 最小二乘法 马赫数 调节因子 梯度下降

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重气体介质的等熵流动特性 被引量：2

3

作者 刘永平 寇西平 +2 位作者 查俊 余立 路波 《航空动力学报》 北大核心 2025年第9期83-91,共9页

为研究重气体介质在高速风洞中的可压缩流场特性及相关的影响因素,在典型工况下考虑重气体介质真实的气体效应,基于一维等熵流动理论计算了给定总压、总温和一系列自由流马赫数下重气体介质的等熵流动特性。计算结果表明:在较高的总温... 为研究重气体介质在高速风洞中的可压缩流场特性及相关的影响因素,在典型工况下考虑重气体介质真实的气体效应,基于一维等熵流动理论计算了给定总压、总温和一系列自由流马赫数下重气体介质的等熵流动特性。计算结果表明:在较高的总温状态下重气体四氟乙烷(R-134a)和六氟化硫(SF_(6))的气体压缩因子Z接近1,定总温总压下在来流马赫数0.3~1.3的亚跨声速范围内比热比γ基本恒定,能够将重气体视作量热完全气体,视为量热完全气体所导致的马赫数计算偏差小于0.3%,满足风洞马赫数控制的要求。从翼型高速绕流的角度,重气体与空气等熵流流场参数的分析表明流场静温的较大差异将引起重气体与空气风洞试验数据的偏差,进而需要对重气体下获得的试验数据进行相应转化,该研究为后续重气体介质中飞行器气动特性研究及气动数据修正方法的发展提供了基础支持。 展开更多

关键词 重气体介质 真实气体效应 等熵流动 风洞 马赫数控制

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气体燃料控制阀模化试验及数值模拟研究

4

作者 陈良奇 王楠 +3 位作者 娄聚伟 张嘉耕 王江峰 戴义平 《动力工程学报》 北大核心 2025年第4期522-527,570,共7页

气体燃料控制阀作为控制燃气轮机燃料通流的核心部件,直接影响燃气轮机运行的稳定性和安全性。采用低压空气代替燃气,对气体燃料控制阀进行模化设计和试验,对比验证了数值模拟计算的准确性,并对原型参数的气体燃料控制阀进行了数值模拟... 气体燃料控制阀作为控制燃气轮机燃料通流的核心部件,直接影响燃气轮机运行的稳定性和安全性。采用低压空气代替燃气,对气体燃料控制阀进行模化设计和试验,对比验证了数值模拟计算的准确性,并对原型参数的气体燃料控制阀进行了数值模拟和流动损失分析。结果表明:在几何相似、压比和马赫数相同以及雷诺数处于自模化区的前提下,模化试验可以较好地反映原型阀门的通流和损失特性,质量流量模拟值与试验值的均方根误差为3.26%;随着阀门开度的增大,阀门扩张段产生的激波减小了阀门前后的压力损失,随着气体燃料控制阀压比的减小,阀门喉部高速区逐渐扩大,流速缓慢减小。 展开更多

关键词 燃气轮机 控制阀 模化试验 马赫数 数值模拟

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连续式风洞二喉道调节马赫数控制策略 被引量：9

5

作者 陈旦 张永双 +2 位作者 李刚 郭守春 陈天毅 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第10期2167-2176,共10页

为了降低连续式跨超声速风洞压力波动,提高马赫数稳定性,需要对二喉道调节马赫数控制方式进行研究,针对现有文献鲜少对该控制策略描述等问题,以0.6m连续式跨声速风洞为例,对二喉道控制马赫数的原理进行分析,基于运动控制器加伺服驱动器... 为了降低连续式跨超声速风洞压力波动,提高马赫数稳定性,需要对二喉道调节马赫数控制方式进行研究,针对现有文献鲜少对该控制策略描述等问题,以0.6m连续式跨声速风洞为例,对二喉道控制马赫数的原理进行分析,基于运动控制器加伺服驱动器双PID(proportion-integral-derivative)控制模式实现二喉道位置精确控制,提出了二喉道和压缩机转速的组合控制流程,并采用分段变参数模糊PID加串级控制的算法实现马赫数精确控制,最后进行了试验验证。结果表明马赫数控制精度优于0.001,且每个马赫数极曲线(9个攻角阶梯)的时间可控制在4min以内,证明所提出的控制策略是有效的,可为连续式跨超声速风洞的设计调试提供参考。 展开更多

关键词 连续式跨超声速风洞 马赫数控制 二喉道 分段变参数模糊PID 串级控制

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NF-6风洞马赫数闭环控制系统设计研究 被引量：11

6

作者 郝礼书 乔志德 +2 位作者 张永双 高超 武洁 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第4期85-88,共4页

对NF-6风洞的概况进行了简要介绍,重点阐述了风洞马赫数测量、控制方式及流程,分析了控制系统的结构原理,建立了马赫数闭环控制系统。该系统利用静叶角度机构实现马赫数控制的粗调,通过PI算法控制压缩机转速进行马赫数二次细调。实验结... 对NF-6风洞的概况进行了简要介绍,重点阐述了风洞马赫数测量、控制方式及流程,分析了控制系统的结构原理,建立了马赫数闭环控制系统。该系统利用静叶角度机构实现马赫数控制的粗调,通过PI算法控制压缩机转速进行马赫数二次细调。实验结果表明:马赫数控制精度可达0.002以下,实现了实验段流场马赫数的准确控制,控制策略是正确可行的,控制系统是可靠的。 展开更多

关键词 马赫数 闭环控制 控制方式 PI控制器 NF-6风洞

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基于迭代学习的风洞马赫数控制方法 被引量：2

7

作者 易凡 李欣蕊 +1 位作者 杜宁 郁文山 《控制工程》 CSCD 北大核心 2020年第1期109-113,共5页

大飞机的研制对风洞流场马赫数精度提出了更高的要求,带有姿态角补偿的模型预测控制器有效地提高了马赫数的精度。然而,由于很难准确获取所有吹风工况的姿态角补偿模型,导致部分新工况控制效果不佳,影响了马赫数的精度。因此,提出一种... 大飞机的研制对风洞流场马赫数精度提出了更高的要求,带有姿态角补偿的模型预测控制器有效地提高了马赫数的精度。然而,由于很难准确获取所有吹风工况的姿态角补偿模型,导致部分新工况控制效果不佳,影响了马赫数的精度。因此,提出一种基于迭代学习的获取姿态角补偿模型的方法。在已有的姿态角补偿模型基础上,根据实际的吹风试验数据,对姿态角补偿模型进行修正。经过多次吹风结果逐步提高补偿模型的精度,提升变姿态角过程中流场控制器抵抗扰动的能力,达到提高马赫数精度的目的。 展开更多

关键词 风洞 马赫数 预测控制 姿态角补偿 迭代修正

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NF-6风洞马赫数控制系统研制 被引量：4

8

作者 惠增宏 何明一 竹朝霞 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2005年第1期61-65,共5页

NF 6风洞是我国唯一一座增压连续式跨声速翼型风洞,为了提高实验雷诺数,在设计上还具有喷氮降温的功能。笔者介绍了NF 6风洞马赫数控制系统的组成、特点及运行方式,对转速控制子系统、压缩机静叶角控制子系统、二喉道栅指控制子系统等... NF 6风洞是我国唯一一座增压连续式跨声速翼型风洞,为了提高实验雷诺数,在设计上还具有喷氮降温的功能。笔者介绍了NF 6风洞马赫数控制系统的组成、特点及运行方式,对转速控制子系统、压缩机静叶角控制子系统、二喉道栅指控制子系统等进行了较为详细的介绍。 展开更多

关键词 跨声速风洞 马赫数 转速控制 静叶角 二喉道栅指 NF-6

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推力转向喷流与高速主流干扰参数影响规律的数值模拟研究 被引量：4

9

作者 司芳芳 袁先旭 +1 位作者 李建强 陈琦 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第5期583-591,共9页

针对一种简化的飞机模型,数值模拟了推力矢量尾喷流与高速主流的干扰效应,系统总结了来流马赫数、攻角、喷管偏转角、喷流马赫数、喷流总压、喷流总温等参数对飞机气动特性的影响规律,分析了流动机理,结果表明:对于该简化战斗机模型,推... 针对一种简化的飞机模型,数值模拟了推力矢量尾喷流与高速主流的干扰效应,系统总结了来流马赫数、攻角、喷管偏转角、喷流马赫数、喷流总压、喷流总温等参数对飞机气动特性的影响规律,分析了流动机理,结果表明:对于该简化战斗机模型,推力矢量尾喷流对高速主流的干扰局限于尾部局部区域,对全机气动特性的影响较小,仅在较大攻角下才有一定体现;但高速主流对尾喷流的干扰显著,推力矢量角损失随来流马赫数和攻角的增大而增大。 展开更多

关键词 推力矢量控制技术 数值模拟 马赫数 攻角 喷流

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端壁射流控制扩压叶栅内流动的参数研究 被引量：1

10

作者 冯岩岩 宋彦萍 +1 位作者 刘华坪 陈浮 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第5期980-984,共5页

以50°折转角扩压叶栅为对象,数值研究了端壁射流参数对栅内分离流动的影响规律。结果表明:端壁射流可以有效减弱扩压叶栅内的流动分离,马赫数为0.23时最高可降低9.5%的总压损失;射流诱导旋涡可以阻止通道涡的横向迁移,并将主流高... 以50°折转角扩压叶栅为对象,数值研究了端壁射流参数对栅内分离流动的影响规律。结果表明:端壁射流可以有效减弱扩压叶栅内的流动分离,马赫数为0.23时最高可降低9.5%的总压损失;射流诱导旋涡可以阻止通道涡的横向迁移,并将主流高能流体卷入角区,角区流体动量增加;流向涡的位置与强度对控制效果有较大影响,其合理位置是叶栅前方、靠近吸力面,并且强度应适中以避免过大的掺混损失;在入口高马赫数条件下也取得了良好的效果。 展开更多

关键词 扩压叶栅 流动分离控制 端壁射流 马赫数

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2.4m风洞常压吹风控制策略与控制软件设计 被引量：2

11

作者 周平 韩杰 +2 位作者 李尚春 汤更生 张俊生 《流体力学实验与测量》 CSCD 2000年第4期81-89,共9页

2.4m风洞是世界上最大的引射式风洞之一，该风洞控制系统多、所能实现的吹风方式也多，因而，其系统复杂。风洞被控对象具有：非线性、时变、滞后和耦合特性，而风洞试验又要求系统有较高的控制精度和较快的稳定收敛速度。为了解决这种... 2.4m风洞是世界上最大的引射式风洞之一，该风洞控制系统多、所能实现的吹风方式也多，因而，其系统复杂。风洞被控对象具有：非线性、时变、滞后和耦合特性，而风洞试验又要求系统有较高的控制精度和较快的稳定收敛速度。为了解决这种控制系统复杂的风洞控制问题，在控制系统硬件和软件上分别采用了先进的集散型控制系统硬件和智能控制策略，使风洞p0和M数控制精度分别优于0.3％和0.002。笔者对风洞控制核心系统和控制软件的设计和控制策略进行了介绍。给出了调试结果说明了控制策略和控制软件的设计是成功的。 展开更多

关键词 软件 控制系统 2.4m风洞 常压吹风控制策略

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连续式风洞总压和调节阀相关性研究及其应用 被引量：9

12

作者 陈旦 杨孝松 +2 位作者 李刚 郭守春 陈天毅 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第2期325-332,共8页

调节阀作为连续式跨声速风洞总压的主要调节手段,其特性的好坏直接影响风洞流场性能,因此,分析建立调节阀和总压的相关性关系,并据此选取合适的调节阀及其组合具有重要意义。首先根据风洞压力调节系统的调压原理,结合调节阀的流量特性,... 调节阀作为连续式跨声速风洞总压的主要调节手段,其特性的好坏直接影响风洞流场性能,因此,分析建立调节阀和总压的相关性关系,并据此选取合适的调节阀及其组合具有重要意义。首先根据风洞压力调节系统的调压原理,结合调节阀的流量特性,建立了调节阀位置控制和风洞总压控制的对应关系,并进行了静态试验验证,然后基于建立的理论,针对0.6 m连续式跨声速风洞负压下流场稳定时间较长的问题,对阀门系统进行了优化改造,并进行了吹风试验。结果表明优化后的马赫数极曲线时间缩短40%~50%,大幅提高了试验效率,进一步证明了上述分析是正确有效的,可为连续式跨声速风洞调压系统的设计提供参考。 展开更多

关键词 连续式跨声速风洞 总压控制 调节阀 流量特性 马赫数极曲线

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某连续式超声速风洞控制系统设计研究 被引量：2

13

作者 陈旦 王众 +2 位作者 鲁相 林辰龙 裴海涛 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第1期167-174,共8页

某连续式超声速风洞作为国内首座连续式超声速风洞,马赫数和总压是该风洞最重要的2个流场参数,如何实现总压和马赫数的精确控制和快速稳定调节,是风洞控制系统设计建设过程中需要重点研究的内容。通过分析某风洞流场参数控制原理以及各... 某连续式超声速风洞作为国内首座连续式超声速风洞,马赫数和总压是该风洞最重要的2个流场参数,如何实现总压和马赫数的精确控制和快速稳定调节,是风洞控制系统设计建设过程中需要重点研究的内容。通过分析某风洞流场参数控制原理以及各调节手段的耦合关系,搭建连续式超声速风洞控制系统架构,并给出各关键技术问题的解决措施;通过分段变参数模糊PI控制算法进行总压精确控制,设计了风洞运行控制流程,采用风洞吹风试验进行验证。结果表明总压精度优于0.05%,马赫数精度优于0.0003,均大幅优于设计指标,证明提出的设计思路是有效的,可为连续式超声速风洞的设计调试提供参考。 展开更多

关键词 连续式超声速风洞 控制系统 马赫数 总压 分段变参数模糊PI算法

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双射流结构环量控制涡轮叶栅的性能 被引量：1

14

作者 冯岩岩 宋彦萍 +1 位作者 秦勇 陈浮 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第10期1939-1942,共4页

对将双射流引入高压涡轮导向器叶栅进行了二维数值研究。在叶栅出口为高亚声速和超声速条件下,对三种具有不同曲率尾缘的环量控制叶栅,采用在吸力面和压力面各加一股射流的双射流方式对叶栅的气动性能进行探讨。结果表明:叶栅出口气流... 对将双射流引入高压涡轮导向器叶栅进行了二维数值研究。在叶栅出口为高亚声速和超声速条件下,对三种具有不同曲率尾缘的环量控制叶栅,采用在吸力面和压力面各加一股射流的双射流方式对叶栅的气动性能进行探讨。结果表明:叶栅出口气流马赫数为0.6和1.1时,采用双射流方案取得了好于单射流的出口气流角和膨胀比,但由于多加了一股射流,能量损失有所增加;马赫数为0.85时,单射流结构的环量控制涡轮叶栅气动性能已经比较好,再加入一股射流对叶栅的气动性能没有明显改善;双射流条件下,压力面射流后方存在低压区,使得在叶栅尾缘曲率较大时,吸力面射流也保持了较好的附壁效果。 展开更多

关键词 环量控制 高压涡轮 双射流 马赫数

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变马赫数下的内并联式TBCC模态转换控制

15

作者 于华锋 郭迎清 王佳美 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第11期3456-3462,共7页

随着高超声速技术的发展,涡轮基组合循环(TBCC)发动机越来越受到重视。模态转换是制约TBCC发动机投入实用的障碍之一,有必要对这个过程中的控制方式进行研究。提出一种模型综合方式,实现一维进气道、冲压发动机及涡轮发动机的综合迭代,... 随着高超声速技术的发展,涡轮基组合循环(TBCC)发动机越来越受到重视。模态转换是制约TBCC发动机投入实用的障碍之一,有必要对这个过程中的控制方式进行研究。提出一种模型综合方式,实现一维进气道、冲压发动机及涡轮发动机的综合迭代,基于MATLAB/Simulink环境构建了适用于控制系统设计的TBCC模型。对单模态控制系统进行分析,在最小改动原则上提出模态转换控制器架构;通过线性矩阵不等式(LMI)工具给出控制器设计方法。给出变马赫数仿真的意义,通过2.5~3马赫数下的模态转换仿真验证了控制系统。仿真结果表明:控制系统可以保证TBCC发动机处于安全状态,变马赫数模态转换阶段推力波动小于4.2%。 展开更多

关键词 涡轮基组合循环发动机 模态转换 变马赫数 控制系统设计 多变量控制

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一种低速情况下无尾飞翼飞机航向控制方法 被引量：6

16

作者 屈晓波 章卫国 +1 位作者 史静平 倪烨斌 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第1期70-75,共6页

无尾飞翼飞机通常使用开裂式阻力方向舵或者嵌入式操纵面来解决其航向控制问题。开裂式阻力方向舵对飞机的航向控制机理与传统方向舵不同,其舵效随舵偏角的变化呈非线性特性,且在较大迎角时会产生操纵反效现象,诱发航向振荡,产生飞行事... 无尾飞翼飞机通常使用开裂式阻力方向舵或者嵌入式操纵面来解决其航向控制问题。开裂式阻力方向舵对飞机的航向控制机理与传统方向舵不同,其舵效随舵偏角的变化呈非线性特性,且在较大迎角时会产生操纵反效现象,诱发航向振荡,产生飞行事故。针对此问题,利用CFD方法分析了某小型无尾飞翼飞机开裂式阻力方向舵的操纵特性,提出一种基于迎角反馈的开裂式阻力方向舵预偏差动控制方法,并进行了非线性数值仿真和试飞验证。结果表明:该方法可以改善开裂式阻力方向舵的非线性特性,解决操纵反效问题,增强无尾飞翼飞机低速飞行时的航向控制性能。 展开更多

关键词 无尾飞翼飞机 开裂式阻力方向舵 航向控制 非线性 操纵反效

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高超声速飞行器机翼颤振主动控制系统 被引量：1

17

作者 高逦 孙鹏 +1 位作者 矫丽颖 王逸帆 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第5期793-797,共5页

飞行器飞行过程中由于气动弹性效应会引起机翼颤振,并且随着飞行马赫数(速度)的提高,颤振类型会发生改变,对飞机结构的破坏性增大,因此若不能有效抑制机翼颤振将对高超音速飞行器飞行造成严重后果。为此,提出了一种形状记忆弹簧扭转机... 飞行器飞行过程中由于气动弹性效应会引起机翼颤振,并且随着飞行马赫数(速度)的提高,颤振类型会发生改变,对飞机结构的破坏性增大,因此若不能有效抑制机翼颤振将对高超音速飞行器飞行造成严重后果。为此,提出了一种形状记忆弹簧扭转机翼自适应控制系统,该系统采用反馈控制,通过记忆弹簧驱动控制产生相应的变形以稳定结构抑制颤振。根据驱动结构设计、理论推导以及测试实验成功验证了该方案的可行性,采用参数自整定模糊PID控制算法,通过控制实验得到了SMA弹簧驱动器的偏转角度与电流强度的关系,在控制电流为8 A时,偏转角度在6 s内可达到60°,响应速度10°/s。事实表明,采用文中设计的形状记忆弹簧扭转机翼自适应控制系统,可以对机翼翼面受力状态进行自适应监测与控制,使机翼结构吸取的能量等于消耗的能量,保持等幅振动而不发生颤振。 展开更多

关键词 高超音速飞行器 马赫数 记忆合金弹簧 PID控制 颤振

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基于部分状态反馈的高速拦截弹制导控制一体化设计 被引量：3

18

作者 王洋 周军 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第6期954-960,共7页

针对视线角速率与攻角都无法测量的高速拦截弹制导控制一体化(IGC)系统,提出一种新型基于部分状态反馈的控制器。首先,基于线性扩张状态观测器(LESO)同时观测不可测的中间状态与未知干扰。之后,基于反演控制(BC)设计控制器,反演算法中... 针对视线角速率与攻角都无法测量的高速拦截弹制导控制一体化(IGC)系统,提出一种新型基于部分状态反馈的控制器。首先,基于线性扩张状态观测器(LESO)同时观测不可测的中间状态与未知干扰。之后,基于反演控制(BC)设计控制器,反演算法中的虚拟及真实控制量都只使用已知状态与LESO观测的中间状态,避免使用不可测状态。此外,反演中还使用LESO估计的未知干扰进行补偿来提高控制器的鲁棒性。随后,基于lyapunov稳定性理论证明了整个闭环系统的稳定性。最后,将新方法与现有采用全状态反馈的IGC算法进行对比仿真。仿真结果表明,在不使用视线角速率与攻角的情况下,新方法依旧能够保证足够的拦截精度。 展开更多

关键词 部分状态反馈 观测器 非匹配干扰 反演法 制导控制一体化

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M数控制中的压差传感器使用研究

19

作者 王新民 《气动实验与测量控制》 CSCD 1994年第4期77-83,共7页

本文较全面地讨论了Ｍ数控制中的压差传感器使用问题，提出了几种利用压差传感器检测Ｍ数控制变量的方法，研究了这些方法对总医误差的传递、判别限的设定以及对控制系统性能产生的影响，介绍了在西工大５２风洞中使用压差传感器调节风... 本文较全面地讨论了Ｍ数控制中的压差传感器使用问题，提出了几种利用压差传感器检测Ｍ数控制变量的方法，研究了这些方法对总医误差的传递、判别限的设定以及对控制系统性能产生的影响，介绍了在西工大５２风洞中使用压差传感器调节风洞第二喉道，控制Ｍ数所取得的结果。 展开更多

关键词 风洞 压差传感器 误差分析 风洞试验 马赫数 控制

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M数控制初步研究

20

作者 王新民 姜序诗 《气动实验与测量控制》 CSCD 1989年第4期53-58,共6页

本文研究了目前国内亚、跨声速风洞M数控制的几种方法,分析了现状和所面临的问题,提出对第二喉道用闭环控制和对驻室静压的闭环控制方法,简要介绍了52风洞亚声速运行时的驻室静压控制和总、静压比值控制的原理,并着重讨论了风洞串级控... 本文研究了目前国内亚、跨声速风洞M数控制的几种方法,分析了现状和所面临的问题,提出对第二喉道用闭环控制和对驻室静压的闭环控制方法,简要介绍了52风洞亚声速运行时的驻室静压控制和总、静压比值控制的原理,并着重讨论了风洞串级控制的变量耦合问题。 展开更多

关键词 M数控制 第二喉道 风洞

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