[发明专利]一种基于暂冲气源的大流量高稳定马赫数风洞快速调节系统及方法

说明书

本发明提出一种基于暂冲气源的大流量高稳定马赫数风洞快速调节系统及方法。其结构包括暂冲气源、主阀、辅阀、喷管、压力传感器、马赫数传感器及控制单元，其中辅阀具有更快的小流量调节能力，与主阀并联连接。其步骤为：(1)在辅阀50％开度基础上，对风洞能力范围内的特征马赫数点进行主阀手动调节，获得相应马赫数下主阀开度和气源压力关系曲线簇；(2)根据指令马赫数和当前气源压力，通过二维线性插值获得主阀开度；(3)利用辅阀进行指令马赫数的闭环PID调节，维持出口马赫数。本发明采取主阀前馈和辅阀闭环PID的复合控制策略，解决了风洞试验中由于气源压力不断下降及主阀重复度差、非线性强、调节速度慢带来的出口马赫数不容易稳定的问题。

技术领域

本发明涉及一种基于暂冲气源的大流量高稳定马赫数风洞快速调节系统及方法，属于航空航天工业风洞试验测控领域。

背景技术

风洞是航空航天工业中最常用的空气动力学实验设备之一，它是以人工的方式产生并且控制气流，用来模拟飞行器或实体周围气体的流动情况，并可量度气流对实体的作用效果以及观察物理现象的一种管道状实验设备。风洞试验是获取飞行器气体动力学数据，衡量飞行器外形设计布局以及评估飞行性能的重要手段。对于航空航天工业中常用的射流式风洞，风洞试验数据受出口马赫数精度的影响非常明显，因此出口马赫数是最需要精确控制的气动参数之一。

基于暂冲气源的风洞称为暂冲式风洞，多以高压储气罐作为暂冲气源系统。与连续式风洞相比，暂冲气源可以提供更大的流量和更大的马赫数，其运行期间由于气源快速消耗，储气罐中气源压力下降迅速，根据暂冲气源初始气源压力及储气罐体积的不同，暂冲式风洞的运行时间通常为几秒到几十秒。气源压力的快速下降使得风洞出口马赫数随之减小，为了在试验过程中提供稳定准确的出口马赫数，目前工程中通常在暂冲气源和风洞喷管出口之间设置调节阀，通过PID闭环调节阀门开度，控制进入风洞的空气流量，从而达到控制出口马赫数的目的。

公开号为CN110161841A的专利公开了一种适用于暂冲式跨声速风洞的前馈-模糊PID控制方法，通过模糊推理实时整定PID参数，并在攻角发生变化时，前馈控制部分根据攻角反馈设定前馈控制量，抑制攻角变化带来的扰动，提高控制器暂态品质。公开号为CN110702361A的专利公开了一种直流暂冲式跨声速风洞的流场精确控制系统及控制方法，通过对风洞二喉道处的栅指采用PID控制加静态前馈控制的控制方式以及对流场的优化控制，解决了1.0-1.2马赫数控制精度问题。公开号为CN101887267B的专利公开了一种风洞马赫数控制器，在风洞启动阶段采用带有自调因子的模糊控制方法，当马赫数基本稳定后改用PID控制。

以上方法均未考虑气源压力下降过快和压力波动的情况，未曾考虑能否实现较长时间稳定马赫数的快速调节。使用上述方法进行基于暂冲气源的大流量风洞出口马赫数的调节存在以下缺点：(1)由于储气罐中气源的快速消耗，可能会产生气源压力脉动的现象，从而导致出口马赫数的波动，无法提供稳定高精度的出口马赫数；(2)调节阀调节能力较强带来的超调导致出口马赫数波动；(3)调节阀的死区、非线性、滞环、重复度差及调节速度慢等特性会降低控制系统的实时性和可靠性。此外，以上方法增加了控制算法的复杂度，未曾考虑实际工程应用中调节阀特性不够理想的情况，具有一定的局限性。

发明内容

本发明提出一种基于暂冲气源的大流量高稳定马赫数风洞快速调节系统及方法，其目的在于设计一种低成本、易实现的暂冲风洞系统，通过低复杂度的控制逻辑实现出口马赫数的快速调节，并能够稳定保持较长时间，克服暂冲风洞系统中由于暂冲气源压力不断下降以及主阀重复度差、非线性强、调节速度慢带来的出口马赫数调节缓慢及不稳定的问题。

本发明的技术解决方案：