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

摘要

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。

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