星载电子器件用空气射流散热特性

在前期设计卫星大功率电子设备地面测试用通风散热系统的基础上,对系统散热性能进行了优化设计,对不同结构参数下电子器件的空气射流强化散热开展了数值仿真.研究结果表明系统中喷嘴出口直径、喷嘴出口至换热面距离、射流倾斜角以及喷嘴出口风速等参数对散热性能均有直接影响,并给出了定量的无量纲参数优化设计结果.该结论也可应用于表面热流密度为1 kW/m2级电子器件散热的优化设计,并为星载大功率电子设备对流式热控系统设计和地面测试提供技术参考.      

JF-12激波风洞在火星进入环境下的运行特性

火星探测是目前国际深空探测的热点,而火星着陆是火星探测的关键技术之一,火星着陆器发展中面临的一个严峻的挑战是其气动环境远远不同于地球大气的空气。然而,现阶段大多数地面试验设备都是以空气为试验气体来设计的,而不是火星大气的CO₂。本文利用高温热化学反应流动数值计算技术,对JF-12反向爆轰驱动激波风洞在火星进入环境下（主要气体成分是CO₂）的运行特性进行了计算模拟,通过调整激波管中驱动/被驱动气体的初始参数和高/低压段的截面积比,来模拟其中的波系产生、传播过程以及反射激波与接触面的相互作用机制。研究发现,相同情况下驱动CO₂的缝合激波马赫数要明显高于空气,通过减小驱动气体的声速和低压段的直径,可以在驱动CO₂时获得驻室压力稳定的试验气体。     

基于旋翼下洗流场的直升机动力舱通风冷却系统仿真

本文对直升机悬停状态下下洗流场影响区域、动力舱以及发动机排气引射器进行了联合建模,采用结构化网格对计算域进行离散,采用有限体积法求解雷诺平均Navier-Stokes方程,通过数值仿真考察不同湍流模型、发动机散热、以及动力舱进口尺寸对排气引射器引射系数以及动力舱通风冷却系统内部流场的影响。结果表明,引射系数对湍流模型依赖性较小;发动机散热将导致引射气流量、引射系数减小,而且随着冷却气流进口面积的增大,这种影响将增大;增大冷却气流进口尺寸,冷却气流量增大,引射系数增大,但进口尺寸增大到一定值后,其效果已不明显。     

基于改进ANFIS方法的航空发动机气路故障诊断研究

针对标准自适应模糊推理系统存在训练速度较慢且容易陷入局部极小值等缺点,提出了一种改进的ANFIS方法。该方法利用共轭梯度法对自适应模糊神经推理系统的训练算法进行改进,在训练过程中采用Fletcher—Reeves方法计算上次搜索方向对新搜索方向的影响因数。应用该方法对航空发动机气路故障进行分析诊断,取得了较好的效果,从而验证了此方法的可行性。     

三类自激变换器及其解析结果

将三类基本的他激脉宽调制变换器（降压、升压、反向变换器）变为自激运行模式,给出三类相应的自激变换器（频率和脉宽调制）的电路拓扑及其解析结果．这将有助于扩大自激变换器在空间飞行器中的应用．     

吸入式空冷汽轮发电机气体运动流场分析及应用

为了提高空冷汽轮发电机的冷却效果,改变原压入式空冷汽轮发电机通风方式,空气由定子风道和转子风道进口进入,由吸入式风扇排出,消除了原压入式汽轮发电机由于风扇进风而带来的风道进口温度升高以及转子风道的热风进入定子风道造成定子风道进风口温度增加,改善了冷却效果。采用模型试验和数值模拟方法对吸入式空冷汽轮发电机风道气体运动流场进行了分析,结果表明：吸入式空冷汽轮发电机转子风道进口风速一般为10.0~90.0m/s,和压入式空冷汽轮发电机转子风道进口风速基本相同;距汽端近1.0m范围内,定子风道风速一般为8.0~18.0m/s,距汽端1.5~3.0m范围内,定子风道中风速仅为3.0~5.0m/s,为了使定子得到均匀冷却,将前15个风道间距增加至80.0mm,后25个风道间距减小至45.0mm,可在总风道数目基本不变的情况下改善冷却效果。     

钝体前缘喷流热防护数值分析

高超声速飞行器飞行过程中面临严重的气动加热,将导致飞行器结构在高温作用下发 生破坏,因此必须采取必要的热防护措施。反向喷流热防护因具有可重复使用和防热效果好 等特点,适合用在未来的可重复使用航天器中,尤其适用于锐边缘结构的热防护。但反向喷 流的加入,使流场变的非常复杂,增加了飞行器壁面热流预测和气动力计算的难度。本文在 已有试验基础上数值模拟了反向喷流流场,模型为前端带喷口的钝头结构,自由来流马赫数 为3.98,反向喷流与自由来流的总压比分别取0.4、0.6和0.8。数值结果与试验结果拟合良 好,初步揭示了喷流热防护的防热机理,并在此基础上,定性分析了给定喷流秒流量下喷流 控制参数对降热效果的影响。
     

基于空间算子代数理论多刚体系统反向动力学仿真

应用空间算子代数理论,在通用计算机符号演算软件Mathematica5.2的环境下,对多刚体系统反向动力学进行设计与实现.广义质量是正、反向动力学及联系旋量力和旋量加速度的重要参量,据此可形成高效递推算法.用空间算子代数理论求广义质量、反向动力学具有形式简洁、物理意义明确、编程效率高和直观等特征.运用VB.NET编程软件实现与Mathematica5.2软件无缝集成,对多刚体系统动力学仿真及反向动力学进行参数化分析与计算,给出了实施过程.根据分析结果,对PUMA560机器人进行了反向动力学设计,并与结果进行了对比,通过算例验证了结果的正确性和有效性.     

基于神经网络的故障率预测方法

 为了更好地预测产品故障率,提出了基于神经网络的故障率预测方法,分别给出了基于反向传播(BP)网络和径向基函数(RBF)网络进行故障率预测的基本思想、预测模型和实施步骤。分别对比分析了神经网络法与回归分析法、分解分析法、移动平均法、指数平滑法、自适应过滤法、自回归移动平均混合(ARMA)模型等统计预测方法的区别,对照故障率的特点,说明了神经网络法是其中最适用于故障率预测的统计方法。最后分别按这两种模型对某航空公司波音飞机故障率进行了预测,预测结果表明：这两种模型均适用于故障率预测,预测值与真实值的误差在20%之内,且RBF网络的预测效果略优于BP网络,此外通过与上述统计预测法的误差进行对比,说明神经网络法预测误差最小。     

Modeling and Backstepping-based Nonlinear Control Strategy for a 6 DOF Quadrotor Helicopter

In this article, a nonlinear model of an underactuated six degrees of freedom （6 DOF） quadrotor helicopter is derived on the basis of the Newton-Euler formalism. The derivation comprises determining equations of the motion of the quadrotor in three dimensions and approximating the actuation forces through the modeling of aerodynamic coefficients and electric motor dynamics. The derived model composed of translational and rotational subsystems is dynamically unstable, so a sequential nonlinear control strategy is used. The control strategy includes feedback linearization coupled with a PD controller for the translational subsystem and a backstepping-based PID nonlinear controller for the rotational subsystem of the quadrotor. The performances of the nonlinear control method are evaluated by nonlinear simulation and the results demonstrate the effectiveness of the proposed control strategy for the quadrotor helicopter in quasi-stationary flights.