【摘要】：針對現(xiàn)有的風(fēng)道式座艙蓋加溫加載疲勞試驗臺存在的換熱效率低、耗能大、座艙蓋前后緣溫度相差大等缺點,本文設(shè)計了一套以平行射流為加熱制冷方式的試驗臺,并進行了試驗臺控制和半物理仿真研究。試驗臺用電加熱器獲得高溫空氣,用渦輪制冷器獲得低溫空氣,冷、熱空氣通過設(shè)計好的末端射流管網(wǎng)平行射流到座艙蓋表面。首先,對座艙內(nèi)和座艙蓋進行穩(wěn)態(tài)和瞬時的傳熱分析,計算得到座艙蓋溫度調(diào)節(jié)系統(tǒng)的加熱功率為197kW、制冷功率為28.9kW以及座艙溫度調(diào)節(jié)系統(tǒng)的制冷功率為2875W、制熱功率為4549W,并提出了詳細(xì)的控制策略;其次,根據(jù)試驗臺數(shù)據(jù)采集和控制要求,利用LabVIEW軟件,設(shè)計了一套基于NI PXIe硬件的測量精度為0.25,控制周期為0.05s的測量控制系統(tǒng),系統(tǒng)編程中加入了對溫度、壓力、流量和壓差傳感器的分析和修正;最后,對試驗臺整體進行了半物理仿真研究,對系統(tǒng)中各個部件進行了數(shù)學(xué)建模研究,包含調(diào)節(jié)閥、加熱器、渦輪冷卻器、回冷器、混合腔、管路和平行射流換熱部分。半物理仿真結(jié)果表明:整個系統(tǒng)各個部件的功率計算正確,控制策略大部分正確,小部分的在半物理仿真中得到了修正。通過系統(tǒng)的半物理仿真,檢驗了系統(tǒng)設(shè)計的正確性,預(yù)測了試驗臺在運行時加熱器、渦輪制冷器和控制閥的工作狀態(tài),為進一步的研究提供基礎(chǔ)。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：V223.1;V271.4
【圖文】：

第二章 加溫加載疲勞試驗臺設(shè)計統(tǒng)的座艙蓋加溫加載試驗臺通過風(fēng)道強迫對流換熱模擬高空高速氣流吹襲所造，模擬狀態(tài)和實際情況比較接近，但是對試驗系統(tǒng)的相關(guān)設(shè)備要求較高，風(fēng)道為復(fù)雜，會極大地提高試驗成本，降低檢驗效率。此外，風(fēng)道式加溫加載疲勞用過程中還具有座艙蓋前后緣溫差過大、強迫對流換熱效率不高、能耗較大等加溫加載試驗的成本，提高試驗效率，本文提出了新的射流式加溫加載疲勞試對平行射流部分?jǐn)?shù)值模擬仿真和實驗[57]的前提下，本章將為以平行射流為試計一套思路清晰，控制簡單的試驗系統(tǒng)，并計算管路尺寸，確定主要部件（如輪等）功率以及詳細(xì)的控制思路。體方案據(jù)國內(nèi)外座艙蓋加溫加載疲勞試驗臺的技術(shù)現(xiàn)狀，本試驗臺綜合考慮現(xiàn)有技術(shù)的總體技術(shù)方案原理圖如圖 2.1 所示。圖中只標(biāo)出了說明設(shè)計原理所需要的必要括某些閥門和傳感元件）一律沒有標(biāo)出。壓力保護裝置和消聲系統(tǒng)也沒有示出

根據(jù)試驗科目和室溫條件，用該控制器設(shè)置室溫值。設(shè)制冷、加熱、交替加載三個控制模式。制冷模式（圖2.2）艙溫設(shè)置在 17℃,加熱模式（圖 2.3）艙溫設(shè)置在 25℃。交替加載模式（圖 2.4）如果對室溫沒有要求，或室溫在 20~30℃，可將艙溫設(shè)置在 21℃；如果有要求，則根據(jù)室溫要求設(shè)置艙溫。例如，要求室溫 23±3℃，如果環(huán)境溫度低于 20℃，艙溫設(shè)置在 26℃；如果環(huán)境溫度高于30℃，艙溫設(shè)置在 16℃。艙溫傳感器信號接入飛機座艙蓋加溫/加載疲勞試驗測控設(shè)備，通?

圖 2. 3 加熱模式圖 2. 4 交替模式設(shè)備容量量計算要考慮到座艙蓋高溫時的制冷需求和交替加載模式時的制4.6 m2，風(fēng)擋面積 1.4 m2，封底面的面積（即座艙蓋和風(fēng)擋的下取座艙蓋傳熱面積=4.6+1=5.6 m2。座艙蓋高溫時，按座艙蓋

【參考文獻】

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本文編號：2791027