基于双eN方法的翼身组合体流动转捩自动判断

发展翼身组合体复杂外形流动转捩自动判断方法,对高亚声速民机自然层流（NLF）机翼设计具有重要意义。使用多块结构化网格和三维雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程求解器,耦合边界层方程求解和基于线性稳定性理论（LST）的完全双e^N方法,发展了一套可同时计及Tollmien-Schlichting波和横流不稳定性扰动诱导转捩的翼身组合体流动转捩自动判断方法。对DLR-F4翼身组合体绕流进行了转捩自动判断,将得到的转捩位置与试验结果进行比较,验证了所发展方法的正确性。使用上述方法对配置自然层流机翼的中短程民机翼身组合体外形进行了数值模拟,并将结果与单独机翼的转捩位置进行了对比,结果表明机身三维位移效应增强了自然层流后掠机翼边界层的横流不稳定性强度,导致翼根转捩位置提前至前缘区。     

一种基于动态补偿技术的微小稳态推力还原方法

新型微推力器是未来微纳卫星的生力军,其设计、研制和应用都离不开推力性能测量的工程支撑。在设计和研究阶段,新型微推力器稳态力输出时间与机械式直接测量系统稳态调整时间之间存在匹配问题,无法利用测量系统的稳态响应直接还原推力大小。提出一种基于动态补偿技术的稳态推力还原方法,通过分析稳态力工作时间、稳态力大小与测量系统稳态响应之间的关系,提出了动态补偿器的设计原则和推力还原步骤,并进行了实验验证。研究结果表明：当稳态推力实际工作时间大于测量系统周期的0.25倍,且小于测量系统稳态调整时间时,可利用动态补偿器设计原则建立新的等效测量系统,使最终的输出达到稳态,并利用最终的稳态响应均值还原推力大小。     

平面叶栅尾流板开孔率对跨声速涡轮叶栅流道影响的数值分析

跨声速平面叶栅风洞中通常通过尾流板来改善平面叶栅周期性,针对尾流板的设计需求,利用数值模拟的方法,研究了尾流板在15%、30%、50%开孔率下对实验叶栅的影响。数值分析结果表明:叶栅尾缘激波在自由边界上反射后,返回到叶栅通道中,破坏了叶栅通道的周期性;开槽尾流板减少了反射波对叶栅通道的影响,减弱叶栅尾缘激波的反射波强度,在某特定情况下能使反射波变成膨胀波,从而提高了叶栅通道周期性;尾流板开孔率为15%时能极大地改善平面叶栅通道的周期性,相对于开孔率为50%时叶栅的周期性误差降低约16.43%。      

基于模型补偿的风力机变桨距线性自抗扰控制器设计

设计了一种变桨距线性自抗扰控制器,估计和补偿了系统未建模部分和外界干扰,实现额定风速以上时系统输出功率稳定于额定值;并采用模型补偿方法对自抗扰控制器进行优化,减少了参数整定的数目,提高了系统控制精度。对额定功率为300 kW的风电机组分别在阶跃风、阵风以及湍流风作用下进行系统仿真。结果表明,该方法可以快速调节风速变化引起的输出波动,使得系统输出稳定且超调量小,具有很好的稳定性和鲁棒性。     

面向硅压阻式压力传感器温度补偿的组合方法

提出一种面向硅压阻式压力传感器温度补偿的组合方法,采用拟合法建立不同温度下压力传感器变换函数,采用基于变换函数系数的线性插值法获得温度补偿后传感器变换函数,设计了压力传感器信号处理模块,开展了基于组合补偿方法的压力信号补偿过程仿真,结果表明经温度补偿后,压力测量精度在0.1%以内,温度补偿过程耗时约10 μs,补偿算法占用片上资源少,能够满足压气机出口压力测量要求。      

一种高光谱图像的双压缩感知模型

高光谱图像因其海量数据性,给存储、传输及后续分析处理带来了挑战。压缩感知理论提供了一种全新的信号采集框架。针对高光谱数据的三维特性,提出一种双压缩感知的采样与重构模型。该模型在采样阶段兼顾高光谱数据的空间和谱间稀疏特性,构造了能同时实现空间和谱间压缩采样的感知矩阵;重构阶段不同于传统的压缩感知重构方法直接重构高光谱数据,而是将高光谱数据分离成端元和丰度分别进行重构,然后利用重构的端元和丰度信息合成高光谱数据。实验结果表明,所提双压缩感知在低采样率下重构精度较三维压缩采样提高了10 dB以上,更为显著的是运算速度提升了3个数量级,同时该方法还便于获得端元和丰度信息。     

高超声速弯曲激波压缩侧压式进气道数值研究

采用壁面马赫数呈线性分布的曲面压缩系统改进参考侧压式进气道的顶板,得到弯曲激波压缩侧压式进气道,并与参考侧压式进气道进行了比较.数值研究结果表明:设计状态无黏时曲面压缩顶板壁面马赫数分布与给定的马赫数分布基本一致,并且有黏时其壁面压力分布也与二维曲面的基本相同;同参考侧压式进气道相比,顶板采用曲面压缩能够一定程度地改善壁面压力分布,使其末端压力梯度变化平缓;并且非设计状态下的性能也得到有效地改善,特别是来流马赫数为4时,其流量系数提高6.0%、达到0.799,喉道截面总压恢复系数提高1.9%;来流马赫数为5时,其流量系数提高5.2%、达到0.909,喉道截面总压恢复系数提高3.2%.随着攻角增大,该进气道流量捕获能力增强、隔离段出口截面流场畸变减小,但喉道截面总压恢复系数下降剧烈.      

基于检测结果的涡轮叶片精铸型腔反变形优化设计

针对空心涡轮叶片精铸过程中的试错法和数值仿真法难以敏捷反应铸件的真实变形情况,提出一种基于检测结果的精铸零件反变形综合补偿方法.通过对精铸叶片试模样件进行三坐标检测及统计分析,得到叶身截面收缩、扭转和弯曲变形情况,并建立其综合补偿反变形模具型腔优化算法,实现精铸型腔的反变形优化设计.以精铸叶片试模样件叶尖处截面为例,其叶身段型面误差、前缘最大误差、后缘最大误差相对于未补偿前分别减少了50%,68%和31%.实例验证表明:其研究成果能有效提高空心涡轮叶片的精铸成型精度,达到精确控形的目的.      

准双曲面齿轮冷摆辗方案回弹误差补偿

提出一种冷摆辗方案,该方案简化了模具结构,采用局部线接触连续塑性成形.采用位移修正算法构建回弹误差补偿迭代系统,对冷摆辗模具进行修正来降低回弹误差.该系统的特点是首先用修正算法预估下一次冷摆辗假设无回弹时工件的几何形状,然后由冷摆辗模具设计原理推出所需要的新冷摆辗模具.基于弹塑性有限元法基本理论,借助有限元数值模拟技术进行实例验证,分析结果证明:该回弹误差补偿迭代系统只需3次迭代工件误差已经在允许的范围内,因此其可大大的缩短生产周期和成本.      

基于LPV状态空间模型的小型航空煤油二冲程发动机喷油控制策略

为了简化基于平均值模型的喷油控制模型的计算,根据线性变参数(LPV)状态空间模型原理,在平均值模型的基础上建立了LPV状态空间喷油控制模型,利用Matlab/Simulink工具对稳态工况和瞬态工况的喷油脉宽控制模型进行仿真,最后在发动机试验台架上进行试验验证.仿真和试验结果表明:①基于LPV状态空间模型的喷油控制模型能够满足瞬态工况和稳态工况控制的要求,计算的喷油脉宽精度略低于平均值模型,由于LPV状态空间模型计算简单,能够直接应用于控制算法的设计,因此在工程中容易实现.②与插值算法相比,基于LPV状态空间模型的控制策略使发动机的动力输出有所下降,主要是由于模型简化造成进气空气流量减小引起的.