在M=1.2～3.0,α=8°～30°,=0°、-45°的范围内,进行了××导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究.结果表明:在试验条件下,翼面压力分布具有锥型流的特征;M≥2.0时,弹翼背风面压力值在较大迎角下十分... 展开更多

FL-7风洞是以三台航空发动机为动力的跨音速风洞，通过调节发动机转速、柔壁及旁路活门开度来实现对M数的控制。影响M数的因素较多，很难建立精确的数学模型，为了提高M数控制速度和精度，在新改造的FL-7风洞测控系统中，采用了模糊控制、自学习等控制策略，取得了良好的效果。笔者对控制方法和控制规则作了介绍。

我国自行研制成功的2.4m风洞现已投入使用。该风洞控制系统与国内现有风洞相比，控制执行系统多而复杂。该风洞成功地采用了所有试验工况M数与稳定段总压同时控制的运行方式。针对被控对象的复杂性，分别对神经网络控制、模型跟随自适应控制、自校正控制、智能控制及智能学习控制在该风洞上应用的可行性进行了分析。最后给出了一种智能控制策略，调试结果说明该风洞采用的这种控制策略是成功的。