基于UCC2810多路输出DC/DC模块的设计

介绍了双路输出、双路闭环控制脉宽调制器UCC2810的功能和电路设计、功率转换电路设计。与单路闭环控制或间接稳压方案相比较,采用UCC2810设计的双路输出DC/DC模块,从根本上消除了交叉调整率的影响,适用于负载不平衡的应用。具有功耗低、电路设计一致性好等优点。     

国外涡桨发动机控制技术的发展

概述了国外涡桨发动机的发展状况,分析了涡桨发动机控制系统相关的若干关键技术,包括不同类别涡桨发动机的工作参数、特点、性能、螺旋桨模型、控制系统设计方法、故障诊断技术等。主要剖析了早期的Garret公司YT76单轴涡桨发动机液压机械控制系统的自适应燃油控制逻辑、实现方法,此外,对PW加拿大公司3轴涡桨发动机从第1代具有监控功能的数字电子控制系统及液压机械备份PW120发动机控制系统到具有双通道全权限数字电子控制功能的PW150发动机控制系统的发展历程进行了重点分析,旨在为国内涡桨发动机控制系统的技术发展提供1条清晰的思路。     

超紧凑燃烧室的超重力旋转流动特性

航空燃气轮机超紧凑燃烧室所产生的超重力旋转流能极大强化传热传质和燃烧化学反应速率,而超重力旋转流特性对强化热质传递过程和燃烧稳定性有重要影响。以试验室 UCC 燃烧室的设计模型为研究对象,用 Realizable k -ε湍流模型模拟高速旋转湍流。改变周向布置的二次空气射流条件,采用数值仿真研究了超紧凑型燃烧室旋转流动的流速分布、超重力效应、湍流动能局部突变效应、轴向加速效应、和速度径向迁移效应等气动性能和雾化燃油颗粒行为。二次射流对UCC 凹腔内涡轮间通道内的气动性能影响较大,但不在同工况下有各自的相似性。二次射流对涡轮间径向速度影响不大。燃油液雾散布具有环带形的斜向高斯分布特性。研究结果与相关试验有相同规律,对 UCC 燃烧室的设计分析和应用有参考价值。     

1．2m跨超声速风洞超扩段栅指控制系统

对1．2m跨、超声速风洞栅指M数控制系统作了较为详细的介绍，包括硬件系统的设计、硬件配置、功能选择和软件设计，以及本系统与风洞总压控制系统的连接和通讯，最后给出了1．2m跨、超声速风栅指M数控制系统的调试结果。     

先进的机场场面导向和控制系统浅析

放眼全球化的当今社会,航空交通密度日益增大,机场运营繁忙,部分枢纽型机场的吞吐量逐渐趋近饱和。这种现状对先进的机场场面导向和控制系统提出了更高的要求。与传统的机场导向和控制系统SMGCS(Surface Movement Guidance and Control System)相比,先进的机场场面导向和控制系统A-SMGCS(Advanced-Surface Movement Guidance and Control System)功能分为四部分:监视、路由、导向及控制。将对A-SMGCS的应用背景和发展状况给出较为全面的调研总结[1],并结合ICAOA-SMGCS Manual[3]论述对A-SMGCS提出详细功能需求,最后在此基础上提出A-SMGCS的系统功能架构。     

基于某型航牢发动机的综合控制系统试验平台设计

针对多数半物理仿真试验平台系统的结构简单、功能单一、无法模拟控制系统在发动机上真实工作的情况,设计了基于真实外部管路的控制系统综合半物理试验平台,对试验平台的重要环节进行了建模和仿真分析,并进行调试试验。测试结果表明:半物理仿真试验平台可满足控制系统综合试验的性能调试、功能验证和故障复现等要求,对某型航空发动机控制系统的研制具有重要指导意义。     

航空发动机分布式控制系统技术分析及系统方案

分析了航空发动机分布式控制系统的系统结构、通讯总线、智能元件、高温电子元器件及分布式电源总线等领域的研究现状,并进行技术成熟度评估.结果表明:航空发动机分布式控制系统研究处于基础研究阶段,各项技术成熟度(TRL)主要处于TRL1~TRL2.针对某涡扇发动机提出基于TTCAN(时间触发控制器局域网协议)总线的过渡分布式和部分分布式两种控制系统方案,分析了各方案中系统结构、控制功能和信号交互特点,以期为航空发动机分布式控制系统进一步研究提供参考.      

浅谈主动柔性机翼技术

1、来源 20世纪70年代以来,随着计算机技术和主动控制技术的发展,主动控制系统广泛地应用于飞机各系统,功能越来越全面。但是控制系统与柔性飞机结构和气动力之间发生耦合,产生了一种气动伺服弹性不稳定现象。为寻求一种能充分利用主动控制技术和气动伺服弹性技术的有利耦合,避免控制系统和柔性结构之间的不利耦合,这就产生了主动柔性机翼技术(AFW)的概念。     

航空发动机试车台技术改造中的测控系统设计

介绍了某所航空发动机试车台在技术改造过程中的有关问题,及对改造后的测量与控制系统的硬件配置及软件功能.对测试系统的校准和控制系统的安全联锁等功能也作了阐述.     

直升机发动机数字控制系统简述

本文简要介绍直升机发动机数字控制系统国内外发展现状,并就典型直升机发动机数字控制系统技术方案,简要叙述直升机发动机数字控制系统基本组成主要功能和控制要求。     

古老的大学“年轻”的学科

"年轻"学科应时而出,但是大学古老的训导依旧:反省、责任、能力、自信。在学习中寻找快乐,在实践中应对挑战。     

带不同凹腔结构涡轮问燃烧室数值模拟

为了提高航空燃气涡轮发动机的推进效率和满足低排放的要求,提出了1种基于涡轮内补燃增推循环的超紧凑燃烧室──涡轮间燃烧室。建立了3种带不同轴向凹腔(AC)结构的TIB模型,比较了3种模型的流动性能和燃烧性能。计算结果表明:TIB的燃烧效率高达99.3%,AC结构的改变对燃烧效率影响较小,但对温度场分布影响较大。     

1种涡轮叶间补燃室的数值研究

为提高燃气涡轮发动机性能,将UCC技术应用在低压涡轮导向器上,建立低压涡轮导向叶片补燃室（TurbineInter-vaneBurners,TIB）模型。通过改变燃烧室结构,设计了3种涡轮叶间补燃室模型,利用计算流体力学软件FLUENT对燃烧室的流动及燃烧进行数值模拟,采用CFD的方法,分析燃烧室的燃烧和流动特性。结果表明：3种结构的涡轮叶间补燃室均提高了燃烧效率,选择的数学模型合理、计算方法可行,其结果可为涡轮叶间补燃室设计提供参考。     

基于G-M制冷机的大尺寸冷屏设计方法

介绍了基于Gifford-Mcmahon (G-M)制冷机的大尺寸冷屏的设计方法。该低温冷屏配合真空环境模拟室共同使用，为遥感卫星的星载遥感器等部件的红外定标试验提供20K的低温冷背景。该冷屏采用5台G-M制冷机进行制冷，外形尺寸达到1m×1m，是目前国内同类型冷屏中尺寸最大的。详细介绍了冷屏在容器内的安装布置、冷缩时的补偿等结构设计方法、冷屏的表面温度分布以及降温时间等计算分析。成功解决了大尺寸冷屏在低温环境下的冷缩补偿难题，试验结果表明:冷屏主要测点温度为15K，温度均匀性误差为±1K，达到并超过设计要求。      

一种适合我国在轨卫星液体推进剂剩余量测量的技术方案

比较全面地介绍了适合我国卫星液体推进剂测量的气体注入压力激励方法，对相关应用技术问题进行了分析讨论。该方法可实现推进剂测量误差达贮箱总体积的１％的高精度测量要求，具有很好的开发价值。     

Magnetometer Compensation Scheme and Experimental Results on ZDPS-1A Pico-satellite

In a pico-satellite with small volume, measurements from on-board three-axis magnetometer (TAM) are not accurate, as it can be easily disturbed by other electronic systems. To improve its accuracy, a scheme of compensation methods is introduced in this article. The scheme is based on an improved measurement model of pico-satellite TAM, and it mainly consists of three steps. First, in satellite design stage, several techniques are recommended to simplify the afterwards compensations. Then after satellite assembly, TAM ground tests and pre-launch calibration with least-square batch filter are introduced to improve magnetometer performance. At the end, a post-launch calibration with unscented Kalman filter (UKF) is implemented with in-orbit data. The compensation scheme is used in the development of Chinese pico-satellite ZDPS-1A made by Zhejiang University. Results show that with the introduced compensation scheme, the maximum error of ZDPS-1A TAM can be reduced from 80 mG to 6 mG (1 G=10-4 T).     

镍基单晶合金高温蠕变筏化模型研究

基于细观两相胞元结构的滑移本构模型, 引入高温蠕变筏化机制, 并与三维胞元应力应变解析模型结合, 模拟了DD3在1 223 K和SRR99在1 123 K及1 253 K下的蠕变筏化.在胞元应力模型中引入细观尺寸变化, 提出了判断γ′筏化类型和方向的准则, 定量模拟了γ′的高温筏化过程.结果表明:本模型对筏化方向的判断和筏化过程的模拟与试验相吻合, 筏化模型的引入使基于细观胞元结构的滑移本构模型可以较准确地模拟单晶材料的高温蠕变行为.      

序贯截尾的舰炮射击精度评定方法

对传统舰炮射击精度评定方法的原理过程进行了描述,分析了其不足之处.引进了“序贯截尾检验法”的基本概念及其工程应用的基本思路,按此思路论证近程反导舰炮武器系统拦截“飞鱼”类反舰导弹试验方案,设计了拦截“FFY-1”拖靶试验方案,达到了既检验指标又减少试验次数的目的     

双重非对称转子支承系统建模分析方法研究

针对双重非对称转子支承系统的参数振动特性,较为详细地介绍了多年来国外双重非对称转子支承系统建模分析方法的进展情况。介绍了双重非对称转子支承系统的抽象概念、数学模型以及分析的问题;分别评述了国内外学者分析双重非对称转子支承系统时所采用的建模分析方法,指出解析法、传递矩阵法、1D有限元法和3D有限元法等建模分析方法的特点和存在的问题;对双重非对称转子支承系统建模分析方法的现状进行了总结并对其未来的发展方向进行了展望。     

圆柱度误差最小区域评定方法述评

本文简介圆柱度误差评定的常用数学模型，并对用最小区域法评定圆柱度误差的几种近似方法及其优缺点展开讨论。