等离子体对大折转角扩压叶栅性能影响的机理

利用熵和耗散函数分析了某大折转角扩压叶栅内的流动及损失特性,探讨了等离子体减小损失的作用机理。结果表明,分离区仅是低能流体聚集区,而非高损失来源区;等离子体影响叶栅流动的机制可归结为,诱导其作用区上游流体加速降压、在其作用区内构造局部顺压力梯度以及增加电极附近的气流速度;等离子体通过减弱流动分离以减小栅内损失,其本质是通过减小吸力面后半部的分离区或低速区以减弱其与主流的剪切强度和减小强剪切作用区,从而减弱该区域内的耗散;等离子作用下吸力面附近气体流速的增加使得尾迹损失减小,而电极表面附近的粘性摩擦损失增加。     

控制受限柔性航天器姿态机动内闭环成形控制

针对柔性航天器带有执行机构饱和的姿态控制问题,提出了一种将反馈控制与内闭环信号成形相结合的控制方法。将成形器作用于系统内闭环回路中,通过人为引入控制延时达到抑制振动的目的,避免敏感器扰动、执行机构饱和等非线性影响控制器振动抑制效果。全物理实验结果表明,在反作用飞轮存在控制力矩饱和的情况下,该方法不仅使航天器快速地、平稳地完成高精度姿态机动,而且显著地减少了柔性结构的弹性振动,具有算法简单、易于在轨实时计算的优点。
     

变冲角下吸力面小翼对压气机叶栅气动性能的影响

为了进一步揭示吸力面小翼对压气机叶栅间隙流动的影响机理,采用数值模拟方法对压气机叶栅加装吸力面小翼控制间隙流动进行研究,着重考察了吸力面小翼在不同来流冲角下(-5°、0°、+3°)对叶栅气动性能的影响。结果显示,负冲角时,吸力面小翼有效降低了叶尖泄漏损失及遏制了压力面分离。随着冲角增加,叶顶最大压差作用区向叶栅上游移动,泄漏涡与通道涡的相互作用增强,吸力面小翼对叶栅气动性能的改善逐渐降低。     

带柔性伸杆小卫星振动控制的半物理仿真实验

在空间探测任务中,为了避免卫星平台剩磁对空间待测信息的干扰影响,需采用轻质的伸杆机构支撑各类探测载荷远离卫星本体,而伸杆的弹性振动不可避免地会耦合作用到卫星本体,从而降低卫星本体的姿态控制精度和稳定度。针对此问题,提出了一种基于伸杆最优指令整形结合本体自适应扰动抑制滤波器的复合振动控制策略,即采用指令整形技术抑制柔性伸杆的弹性振动,同时设计自适应扰动抑制滤波器进一步抵消柔性伸杆残余振动对本体的干扰影响,最后在搭建的半物理仿真实验平台上对控制方法进行了实验验证。结果表明：此方法在有效抑制柔性伸杆残余振动的基础上,通过干扰抵消和抑制的控制策略可显著提高此类航天器的姿态控制精度和稳定度。     

改进型负输入成形主动振动控制

针对柔性结构的主动振动控制问题,提出了一种改进型负输入成形方法。该方法设计成形器的脉冲序列包含多个正负依次交替的脉冲,通过所选择的脉冲数目和系统振动频率与阻尼比构成封闭形式解来直接确定成形器。与正输入成形方法相比可以改善系统的上升时间,而与传统的负输入成形方法相比不需要对时间约束条件进行优化。改进型负输入成形器所包含的脉冲个数可以自由选择,具有设计简单、灵活的优点。将其通过柔性机械臂进行仿真验证,结果表明：所提出的方法有效且可以快速实现振动抑制。     

太阳帆航天器姿态机动的复合控制研究

输入成型法无法消除姿态机动过程中的柔性振动,残留的柔性振动将改变大柔性太阳帆航天器的结构参数,影响姿态机动的控制精度。为此,基于两种控制手段（作用于太阳帆中心的喷气和作用于支撑杆顶端的电推进）的组合,提出复合控制方法,以消除姿态机动过程中的柔性振动。采用将帆面质量等效到支撑杆的简化方法,建立太阳帆航天器姿态运动与柔性振动的耦合动力学模型,并从减小振动模态的外加激励出发,根据简化的动力学模型,得到了两种复合控制的设计方法：消除某一阶的柔性振动方法和减小前n（n>1）阶的柔性振动方法。仿真结果表明,相比输入成型法,第二种复合控制方法不但机动时间短,还能够将姿态机动过程中的柔性振动抑制到5%,使机动角度精度优于0.003°。由于仅利用已有的控制手段,复合控制方法算法简单,适合于实际应用。     

Effects of surface roughness on the aerodynamic performance of a high subsonic compressor airfoil at low Reynolds number

The aerodynamic performance of compressor airfoil is significantly affected by the surface roughness at low Reynolds number (Re). In the present study, numerical simulations have been conducted to investigate the impact of surface roughness on the profile loss of a high subsonic compressor airfoil at Re = 1.5 × 10⁵. Four roughness locations, covering 10%, 30%, 50% and 100% of the suction surface from the leading edge and seven roughness magnitudes (R_a) ranging from 52 to 525 μm were selected. Results showed that the surface roughness mainly determined the loss generation process by influencing the structure of the Laminar Separation Bubble (LSB) and the turbulence level near the wall. For all the roughness locations, the variation trend for the profile loss with the roughness magnitude was similar. In the transitionally rough region, the negative displacement effect of the LSB was suppressed with the increase of roughness magnitude, leading to a maximum decrease of 14.6%, 16.04%, 16.45% and 10.20% in the profile loss at R_a = 157 μm for the four roughness locations, respectively. However, with a further increase of the roughness magnitude in the fully rough region, the stronger turbulent dissipation enhanced the growth rate of the turbulent boundary layer and increased the profile loss instead. By comparison, the leading edge roughness played a dominant role in the boundary layer development and performance variation. To take fully advantage of the surface roughness reducing profile loss at low Re, the effects of roughness on suppressing LSB and inducing strong turbulent dissipation should be balanced effectively.     

液体多模态晃动充液航天器姿态机动复合控制

主要研究多模态液体晃动时充液航天器大角度姿态机动动力学与控制问题。采用液体晃动弹簧质量等效力学模型将液体燃料前两阶液体晃动模态纳入到充液航天器耦合动力学模型中;根据动量矩守恒定律推导出充液航天器耦合系统动力学方程。针对充液航天器大角度姿态机动同时抑制燃料晃动的问题,采用自适应动态输出反馈的姿态控制方法并结合基于前馈控制的多模态ZVD输入成型器设计复合控制器。通过数值模拟给出了液体晃动响应及航天器姿态机动的时间历程图,数值仿真结果表明了本文所给出复合控制方法的有效性。     

整体涡旋流对跨声速压气机Stage 67影响的定常数值仿真研究

为研究不同旋流强度的整体涡旋流畸变对跨声速压气机的影响,本文采用定常数值仿真的方法,基于一种整体涡旋流畸变发生器与Stage67跨声速压气机展开联合仿真研究。通过改变旋流畸变发生器叶片角度,可以模拟不同强度的整体涡旋流畸变流场,在不同旋流进气工况下得到了压气机的压比、效率特性曲线,并针对流场细节进行分析,研究其失速机理。结果表明：同向整体涡有效降低近失速点叶顶通道堵塞程度,使叶片流动损失减小,压气机稳定裕度扩大;反向整体涡加剧叶背气流流动分离程度,引起吸力面尾部低速区面积扩大,导致叶顶堵塞程度的显著加剧,通道流动损失增加明显,造成压气机稳定裕度下降。     

叶片表面粗糙度对前弯压气机叶片流动特性影响的试验研究

为了探究叶片表面粗糙度对叶型性能的影响规律,对压气机前弯叶片进行了变雷诺数多攻角工况的叶栅试验。不同粗糙度(Ra=3.0,6.2,12.3)叶片是在轮廓度有所保证的前提下,通过线切割机械加工、喷砂工艺改变表面粗糙度的方式获得。试验结果表明,粗糙度升高确实会诱发层流提前转捩,引起吸力面层流分离泡消失,除此之外,在低雷诺数(Re=9×10~5)下,Ra=3.0与Ra=6.2下叶片表面马赫数分布基本一致,到Ra=12.3时才会较明显表现出叶片吸力面峰值马赫数降低的现象。随着雷诺数升高,叶片表面马赫数分布随粗糙度变化的差异性逐渐显现,但当处于堵塞负攻角i=-6.4°下,粗糙度Ra≥6.2后,叶片性能却维持稳定。另外,粗糙度的增加会降低压力面的粘性损失,升高吸力面的粘性损失及尾迹掺混损失,因此随粗糙度升高,低雷诺数(Re=9×10~5)下总压损失随粗糙度升高呈先增后降的趋势。在高雷诺数(Re≥1.08×10~6),i=2.6°～-2.4°下粗糙度升高会导致损失升高,甚至发生严重的湍流边界层分离。与此同时,发现被研究叶型吸力面前缘(20%弦长前)马赫数分布对粗糙度并不敏感,不会因粗糙度的不同而发生变化。