熵产最小法在热电制冷系统优化中的应用

应用有限时间热力学理论，基于熵产最小法，对热电制冷系统随有限温度的变化、由外部热源与内部工质之间的温差而形成的热漏及内部耗散所产生的传热不可逆性进行了最优化研究，建立了不可逆热电制冷循环模型。研究结果表明，不同的参数对热电制冷系统的影响有着显著的区别。本文推导出熵产率最小时对应的优化性能特性关系和重要设计参数的最佳值；绘出了相关优化性能曲线并说明了这些参数在总体和优化性能中的作用。计算结果对实际热电制冷系统优化条件的确定具有一定参考价值。     

用GPS信息的惯导快速对准方法

如何快速、准确地完成惯导系统的初始对准一直是惯导系统研究的关键技术，方位对准精度和对准时间的矛盾至今未能很好地得到解决。为解决这一问题，本文提出了双全球定位系统（ＧＰＳ）同惯性导航系统（ＩＮＳ）进行深组合的方法。仿真结果表明，该方法使方位对准时间缩短为不到２ｍｉｎ，精度达到１４．６７（″），较好地解决了方位对准问题，同时也提高了导航精度。     

制冷剂类型对机载蒸发循环系统性能影响

为给直升机机载制冷循环系统制冷剂的选择提供借鉴,首先以某直升机现有空调系统为例,依据其系统及部件参数,在VapCyc软件中建立制冷系统模型。然后选用不同制冷剂,改变冷凝器侧入口空气温度、冷凝器/蒸发器侧风量及压缩机转速,得到系统制冷系数(Coefficient of performance,COP)及制冷量。分析得到相同工况下,R134a与R1234yf的COP值相差不大且最高,R407C次之,R32与R410A结果相近且COP值最低;制冷量从高到低依次为R32,R410A,R407C,R134a和R1234yf。在机载制冷系统研究初期,应先满足系统制冷量的要求,故认为在选择机载空调制冷剂时,优先考虑R410A及R407C。另外,冷凝器侧风量、蒸发器侧风量及压缩机转速等参数对系统制冷量及COP均有较大影响,设计制冷系统时应慎重确定。     

用模糊综合评判法评估薄壁容器的寿命

针对影响薄壁密封容器寿命的许多因素具有复杂性、非确定性以及时变性的特点，提出了用动态二级模糊综合评判的方法对其寿命进行评估，建立了评估的数字模型和评估流程。在对飞机整体油箱的寿命分析中，考虑到保留所有评判因素的影响，采用了乘、回型模糊算子，并用层次分析（ＡＨＰ）法来确定评价指标权重。计算结果表明，该方法能够解决油箱寿命评估中一些复杂因素的处理问题，具有一定的实际工程意义。     

R134a的热物理性质计算

氯氟碳化合物（ＣＦＣ）作为制冷与空调设备的工质，长期以来被广泛应用于生产和生活的各个部门。近年来，人们逐步认识到某些ＣＦＣ对臭氧层具有破坏作用和挥发后产生温室效应，因此不得不寻求新的替代工质。替代Ｒ１２的制冷剂方案中，有单一工质，也有混合工质。在单一工质中，从长远意义上最有希望替代Ｒ１２的新工质是民１３４ａ。为了对制冷系统应用Ｒ１３４ａ进行性能评价，而要一套完整的热物理性质公式。目前，有关Ｒ１３４ａ的热力学性质数据较多，但有关它的热物理性质数据却很少。本文列出并推导了Ｒ１３４ａ热物理性质的计算方程式，给出了部分计算数据，为用Ｒ１３４ａ作为制冷剂循环的制冷装置及换热器计算机辅助设计打下基础。     

INS地面自对准的鲁棒性分析

讨论了惯性导航系统（ＩＮＳ）地面自对的鲁棒性能问题。文中指出当采用两个水平方向加速度计作为测量时，ＩＮＳ的地面自对准稳态性能与设计滤波民采用的噪声方差无关。但由于自对准的时间限制，实际自对准性能鲁棒性，即滤波器的稳态性能，可以通过鲁棒设计得进。利用对策论原理，文中给出了最优鲁棒ＩＮＳ自对准设计方案。     

空空导弹动基座低成本传递对准技术研究

针对空空导弹的特点，采用低成本惯性器件实现其动基座对准，文中重点研究了主惯导为平台式的惯导系统，子惯导为捷联式的惯导系统的传递对准原理和精度计算方法；建立了传递对准数学模型，进行了仿真研究；给出了具有实际参考价值的对准方案     

基于机器学习的结冰风洞温度场预测

结冰风洞是开展飞行器结冰与防除冰研究的重要基础设施,其制冷系统通过调节压缩机吸气压力实现风洞内气流温度的精确控制,吸气压力控制及降温方式影响着风洞的试验效率。为实现压缩机吸气压力的准确预测,本文采用自适应粒子群算法优化后的支持向量回归（APSO–SVR）建立预测模型;在此基础上,利用多层感知机（MLP）神经网络建立分析模型,研究试验工况参数对风洞降温速率的影响。结果表明:压缩机吸气压力的预测值与试验值的平均绝对百分比误差（E_MAP）低于4%,均方误差（E_MS）低于0.003;影响风洞降温速率的工况参数主要有气流压力、试验风速、压缩机吸气压力和换热器出口初始温度,其中,压缩机吸气压力对降温速率的影响是最显著的。     

用于机载大功率电子设备的新型液冷环控系统的研究

为了解决我国飞机大功率、高热流密度机载电子设备的冷却问题，本文提出了由制冷、冷却液循环、测量与控制等子系统组成的新型飞机液冷环控系统，阐述了冷却液的配制、系统多参数优化设计、冷板流阻特性曲线的准确模拟、机载电子设备发热模拟装置和建设全系统综合试验台等关键问题。分别完成了冷板换热器Q—p曲线测试、液冷系统流量分配试验、限流环尺寸确定试验和飞行环境下液冷系统性能模拟试验。研究表明，本系统是一种适用于高热流密度下机械电子设备经济的、高效的液冷环控系统。     

实际中冷时多级压缩最佳压比的计算

目前，多级压缩最佳压比分配是在中间冷却效果完善及不考虑中冷时存在的压力损失条件下，按压缩机理论耗功为最小来确定的。结论是各级压比分配相等时为最佳，但实际中冷情况并非如此。本以理论耗功最小为目标，分别在换热率恒定或吸气温度恒定等实际中冷的条件下，导出2级和3级压缩最佳压比分配的计算公式，并以2级为例，分析偏离最佳压比值对耗功能的影响。得出多级压缩最佳压比分配与中冷条件有关，即使在相同的冷却条件下，2级和3级压缩最佳压比分配趋向也不相同，对于2级压缩而言，实际压比在最佳值的（0.96-1.06)范围内变化对耗功影响不大于理论耗功值的0.5%，这可视为调整压缩机压比的许可范围。     

利用旋翼机和固定翼飞机的空气动力学理论综合估算电动垂直起降飞行器的飞行性能（英文）

根据旋翼机和固定翼飞机的气动理论开发了一个综合方法过程用于估算电动垂直起降（Electric vertical takeoff and landing, e VTOL）飞行器的飞行性能。这种飞机通常采用多旋翼垂直飞行,螺旋桨和机翼的不同组合方式实现飞行。其中,对旋翼和螺旋桨的气动性能采用传统动量理论分析和旋翼元素分析。本文利用此综合理论研究了12架e VTOL飞行器的飞行性能,包括多旋翼飞行器、矢量推进飞行器和升力巡航飞行器。计算了悬停、爬升和下降以及巡航水平飞行,不同飞行状态时驱动电机、旋翼和机身的飞行特性。据此,可以进一步确定电力推进系统的性能指标,以匹配螺旋桨或旋翼,从而满足飞行任务。     

离心压缩机系统喘振的实验研究

在一个小型低压离心压缩机喘振实验台上，针对不同储气槽容积、不同转速和不同阀门开度的各流量工况，对离心压缩系统的喘振现象进行了观察。介绍了使用示波器观察热线信号判断系统中倒流发生的方法，可用于实时地监测深度喘振的发生，同时，还对各种工况下的喘振形态及性能变化进行了实验观测。     

飞机座舱有机玻璃结构疲劳寿命估算的局部应力法

基于飞机座舱有机玻璃为脆性材料的特性，提出估算飞机座舱有机玻璃结构件疲劳寿命的局部应力法。它以缺口件韧带上距离缺口根部d处的局部应力为参数，对照光滑试验件的S-N曲线，利用线性累积损伤理论，可以较好地预测结构件的疲劳寿命。对飞机座舱有机玻璃YB3的三种结构件进行了疲劳试验和寿命分析，结果表明：寿命估算结果与试验结果吻合较好。     

开放式二氧化碳制冷性能

二氧化碳属于对环境友好的自然制冷工质,使用时直接排放对环境影响很小。本文提出一种开放式二氧化碳制冷系统,研究了高压二氧化碳在25,30和35°C三种典型储存环境下的制冷特性,同时考察了影响开放式二氧化碳制冷性能的各种因素。研究结果表明:二氧化碳储存状态对其制冷性能影响较大,在超临界条件下制冷量损失较大,同时,纯气体节流时储罐中的制冷量损失要远大于气液两相节流,为二氧化碳开放式制冷的应用提供了实验依据。     

PEEK在无油十字滑块压缩机中的应用

为了解决无油十字滑块压缩机滑道－滑块副中存在的问题，提出采用聚醚醚酮（PEEK）材料的直线滑动轴承代替直线滚动轴承。针对影响PEEK摩擦副寿命的两个主要因素：摩擦副表面温度、工作载荷，建立了滑道0滑块副表面温度计算模型，给出了工作载荷的计算式，并进行了不同转速、工作压力下的PEEK摩擦副性能试验。通过理论和实验研究表明，上述设想是可行的。最后，本文根据计算结果及实验结果的分析对比，提出了一些改进措施。     

单级G-M型脉管制冷机直流抑制实验研究

开展了单级G-M型脉管制冷机直流抑制实验研究,考察了直流流动对制冷机性能的影响,估算了不同制冷温度下制冷机循环的需气量,采用两个并联排列、指示箭头方向相反的阀门,称之为并联逆向双阀双向进气结构对直流进行抑制,成功地解决了传统单阀双向进气结构脉管制冷机存在的直流问题。在2kW(RW2)和4kW(CP4000)压缩机驱动时分别获得了18.4K和14.7K的最低制冷温度,对应在30K的制冷量为11.5W和29.5W。     

非线性逆在ASTOVL控制系统中的应用

研究了先进短距起飞垂直着陆飞机（ASTOVL）的飞行／推进控制系统的控制律，基于解和掌握气动舵面和推力矢量舵面控制下的飞机数学模型，应用非线性动态逆理论，为ASTOVL飞机从巡航到悬停阶段的飞行，设计了推力矢量控制器和俯仰控制器，以合理地分配飞机上的力和力矩，使得俯仰姿态速度和法向速度的控制在推进系统性能包括线范围内是近似线性和解耦的，最后以ASTOVL飞机悬停阶段的数字仿真曲线为例，证明了所设计的两个控制器是可行的，基本上达到了设计要求。     

电传飞机低阶等效系统频域辨识新方法

针对带有复杂电传飞控系统飞机的飞行品质评估难题，提出了采用Chirp-Z方法将时域信号变换至频域，并在此基础上利用频域方程误差法（Equation error method,EEM）和输出误差法（Output error method,OEM）相结合辨识电传飞机低阶等效系统（Low order equivalent system,LOES）参数的新方法，并以低阶等效系统辨识的标准算例（F-14飞机经典算例）进行验算。结果表明本文所提出的低阶等效系统辨识新方法正确、辨识精度高，可以应用于工程实践。     

0.6 m连续式跨声速风洞轴流压缩机布局方案研究

压缩机作为连续式跨声速风洞的驱动系统，其运转性能与风洞总体性能的匹配设计是风洞研制的关键技术之一。随着大型连续式跨超声速风洞的发展，压缩机研制呈现出运转功率大和运转效率高、调节范围宽和调节精度高等鲜明特点。基于0.6 m连续式跨声速风洞的研制，对大型跨声速风洞轴流压缩机的布局方案进行研究。从气动性能、结构设计、控制等方面对压缩机位置布局和方案布局进行了分析，并阐述了风洞压缩机一体化设计的重要性。在压缩机布置于第一、二拐角段之间的前提下，通过压缩机性能试验，验证了电机外置两端驱动方案、多台电机同步控制方案和压缩机内流道整流技术等的可行性。风洞调试结果表明，压缩机运行性能良好，各项指标均满足设计技术要求，为大型连续式跨声速风洞建设奠定了基础。     

回热器填料布置方式对脉管制冷特性影响实验研究

考察了不同工作模式下，回热器填料布置方式对制冷机性能的影响和作用机理，结果表明：在不同工作模式下，回热器填料布置方式对制冷性能的影响不尽相同。对于实验用单级G—M型脉管制冷机，采用2kW压缩机RW2驱动时，在小孔模式下，受调相能力的制约，回热器冷端采用铅丸代替不锈钢丝网，并不能进一步降低制冷温度，其制冷温度被限制在30K温区附近；而对于双向进气模式，最低制冷温度则从原来的27K降低至18．4K，相应的制冷量和COP在所测温度范围内均明显增大，而且有效地避免了制冷温度不稳定现象的发生。