我国火箭探测资料与CIRA 1986稿的比较

本文用我国气象火箭探测获得的中层大气风、温度、密度和气压等数据,与国际参考大气模式CIRA 1986稿作了比较.结果看到,我国火箭探测温度数据值在模式给出的平均值剖面上下波动,符合的程度在国际比对偏差范围之内;用探测数据分析得到的风的季节性和声重波强度等与模式给出的描述都很符合.从而说明,用CIRA 1986稿来表征我国上空的中层大气结构是合适的.      

基于非隔离型Weinberg变换器的放电调节单元分析与应用

文章以高压、大功率的载人航天器电源控制系统放电调节单元为应用背景,分析了非隔离型Weinberg变换器的拓扑特点、工作模态及小信号模型,对采用稳压环和限流环并联控制的环路进行建模、稳定性分析及验证测试。结果表明,基于非隔离型Weinberg变换器的放电调节单元具有良好的电能转换特性,能满足载人航天器电源新型应用的要求。     

基于Kalman滤波解调的半球谐振陀螺全角控制方案及仿真

针对半球谐振陀螺全角模式控制中的信号处理与控制环节复杂、高精度数字解算对全角控制效果和陀螺精度有直接影响的问题,对半球谐振陀螺全角控制方法进行研究.以非理想半球谐振子为控制对象,给出一种半球谐振陀螺的全角控制方案.针对振型信号的高精度解算问题,提出一种基于Kalman滤波的数字解调方法.仿真结果表明,基于Kalman滤波解调的全角控制系统能实现快速解调和稳定控制.     

等离子体气动激励抑制翼型失速分离的仿真研究

通过求解表面放电的二维流体体力模型,建立了翼型等离子体流动控制的数学模型,得到等离子体气动激励诱导的体力和热量分布,与Navier-Stokes方程耦合求解.进行了低雷诺数条件下,等离子体气动激励抑制NACA0009翼型失速分离的数值仿真研究,研究了等离子体激励的强度、激励电极数目和激励位置对流动分离抑制和翼型升阻特性的影响.在雷诺数为58000、攻角为24°的情况下,施加等离子体激励后,升力系数由0.7449增大到1.2404;阻力系数由0.4012减小到0.3503.      

一种快速制备C/C材料方法的探索研究

介绍了一种新的Ｃ／Ｃ材料制备方法－－快速化学液气相渗透致密法。利用该技术,采用碳毡作预制体,以两种液态低分子有机物作碳源前驱体沉积时间在３ｈ内,沉积温度在９００℃￣１１００℃范围内可获得密度达１．７４ｇ／ｃｍ＾３的Ｃ／Ｃ材料。碳纤维表面最大沉积速率可达６４μｍ／ｈ,比传统的等温ＣＶＩ沉积速率（０．１μｍ／ｈ￣０．２５μｍ／ｈ）提高了２００倍以上,并初步分析了该技术快速致密多孔预制体的机理。     

基于危害度航空发动机可靠性评估模型及应用

针对航空发动机可靠性指标评估的需要,提出了基于危害度故障统计分析模型.该模型考虑各故障样本对发动机危害性的影响,将出现的故障按照对发动机安全、性能、任务及维修等指标的影响进行等级分类,从故障的失效机理出发建立相应的分布模型,采用分布计算和二次分布等算法进行整体可靠性指标评估.应用该模型对英产和国产的2种同类型航空发动机进行了故障统计分析,计算了2种发动机的可靠性指标,并进行了对比分析.最后以累积工作时间和日历工作时间进行了故障的时间变化分析,提出了故障样本的时效性.      

汽轮机真空值偏高的原因分析及处理

针对充矿科澳公司南屯电厂4#机组的汽轮机真空值偏高的现状,在充分调查和分析原因的基础上,对降低汽轮机真空值展开研究．在19个影响原因中确定4个为主要原因,并采取相应措施。实施效果表明,与改造前相比,机组负荷由原来到80％（即40MW）就因汽机真空值高而带不上去,到现在满负荷运转时,真空≤-0．091Mpa,完全达到了改造前的目标。     

惯性非对称转子系统动力特性及安全设计策略

本文旨在分析惯性非对称转子结构的动力特性,主要包含多频特性、稳定性,并针对转子的失稳提出相应的安全设计策略.建立惯性非对称转子模型及其动力学方程,通过Hill无穷行列式建立非对称转子模态特性分析方法,分析惯性非对称转子系统的模态频率、稳定性;计算减速过程中转子的响应特性,进行试验验证并提出惯性非对称转子系统的安全性设计...     

永磁同步电机转矩脉动抑制方法

分数槽集中绕组永磁同步电机被广泛用于伺服控制系统。由于电机极槽配合以及制造过程中机械加工与装配误差等因素,所以永磁同步伺服电机输出转矩中会存在固有的周期性转矩脉动,影响伺服系统实现高精度的速度与位置跟随。因此,采用转矩观测器来估计由上述原因造成的转矩脉动,再将转矩脉动与位置信号通过一定处理,计算出相应的前馈转矩电流,补偿到电流指令端,对转矩脉动进行抑制,从而减小转速脉动。通过仿真和试验验证了抑制方法的有效性。     

飞翼无人机低速着陆状态抖振响应研究

基于RANS方程和SST湍流模型,采用飞翼无人机升力系数判据、俯仰力矩判据和表面极限流判据等对抖振始发迎角度进行了预测估计。基于较为详细的结构模型和气动模型,构造了结构与气动的耦合求解技术,同时采用弹簧近似光滑和局部重构组合方法对气动的动网格技术进行更新;然后分别在时频域内分析了飞翼无人机的抖振载荷响应。研究结果表明:基于CFD的RANS方程、SST湍流模型及各类判据预计刚性飞翼无人机在低速大迎角状态下的抖振始发迎角可以得到较为合理的结果;采用升力系数判据、俯仰力矩系数判据预测的抖振始发迎角与表面极限流判据预测的始发迎角相比要保守一些;而表面极限流判据方法能给出翼面气流流动的细节,采用此判据可以分析对比不同迎角下的翼面气流流动变化情况;与气动弹性及嗡鸣响应相比,抖振是一种强迫振动,其响应频率并不单一。