指尖封严的转子轴心轨迹与泄漏特性的试验

对间隙、过渡、过盈3种配合状态的指尖封严组件的转子轴心轨迹和泄漏特性进行了试验.转子的轴心轨迹采用电涡流传感器进行测量,其测量结果表明:转速越大,转子轴心的偏移越小;在不考虑磨损的情况下轴心偏移对配合状态基本没有影响.由此确保了封严试验台的安全性和有效性.在此基础上,试验研究了转子转速、上下游压差以及封严间隙对泄漏特性的影响.结果表明:泄漏系数随转速增加略有减小;过渡和间隙配合时,在压差小于0.3MPa时泄漏系数随压差增加而增大,压差达到0.3MPa后,泄漏系数趋于平缓;过盈配合时压差对泄漏系数没有明显的影响;泄漏系数随封严间隙的减小而减小,随过盈量的增大而减小.      

通用模糊控制器研究

讨论了通用模拟控制器的设计,用单片机构成硬件电路,用软件实现模糊控制算法,来实现对被控对象的模糊控制。这种模糊控制的特点是资源开销小,灵活性高,通用性强,可广泛应用于家用电器的自动控制系统中。     

合成双射流控制翼型分离流动的数值研究

合成双射流激励器是合成射流技术发展的最新成果,所形成的射流具有更高能量、流动更稳定的特点。采用数值模拟的方法,对比研究了合成射流与合成双射流对翼型分离流动的改善效果。结果表明:合成射流可以将翼型失速攻角提高2°、最大升力系数增加18%,合成双射流可以将翼型失速攻角提高4°、最大升力系数增加35%,证明了合成双射流具有更好的分离流动控制效果。另外着重分析了合成双射流工作频率和动量系数对控制效果的影响,发现当激励器工作频率为流场特征频率的1和2倍时,对翼型气动特性的改善效果最好,同时控制效果会随动量系数的增加而增大。     

齿轮驱动涡扇发动机星型齿轮减速器安装角度计算与分析

为支撑宽体客机发动机总体方案论证,以齿轮驱动涡扇发动机5路分流星型齿轮减速器为研究对象,分析了星型齿轮减速器所受重力载荷及人字齿轮啮合时产生的扭矩对传扭支架受力的影响。在考虑重力载荷的基础上,根据啮合扭矩对星型齿轮减速器安装角度进行了计算并使用有限元软件对结果进行了验证。结果表明:当齿轮啮合扭矩为顺航向顺时针时,应使任意支架连杆处于3点钟位置;当齿轮啮合扭矩为顺航向逆时针时,应使任意支架连杆处于9点钟位置。     

旋流杯空气雾化喷嘴套筒出口形状对小型燃烧室点火性能的影响

对平滑和扩张套筒出口形状的旋流杯空气雾化喷嘴燃烧室点火性能进行了研究.这两种旋流杯空气雾化喷嘴中,涡流器是两个旋向相反的径向叶片涡流器,喷嘴为单油路离心喷嘴.采用单头部扇形燃烧室,在燃烧室进口为常温常压空气,燃烧室压力降为0.1%~4.0%的条件下,研究了这两种设计的空气雾化喷嘴燃烧室的点火性能.研究发现,扩张套筒出口形状旋流杯燃烧室点火性能大大优于平滑出口套筒形状的点火性能,其原因是套筒出口形状影响了下游的流场和液雾散布,从而导致了点火性能的差异.      

直驱阀控制系统设计及验证

为提高直驱阀系统的动态特性和稳定性,设计了1种位置环加电流环的直驱阀双闭环控制系统,其中位置环采用比例积分控制加相位超前校正,电流环采用比例积分控制。在MATLAB平台上,开展了电流环仿真、位置环的参数辨识以及仿真;在由DSP和FPGA构成的验证平台上,开展了试验验证,电流环与位置环的控制效果与仿真模型均一致,获得了400 Hz以上的电流控制带宽和25 Hz以上的位置控制带宽。研究结果表明:此控制器设计及校正方法可有效提高直驱阀系统的动态特性和稳定性。     

大涵道比涡扇发动机核心机试验性能评定方法

为了在试验验证阶段准确、全面地剖析涡扇发动机核心机性能,基于核心机多次试验结果,提出在工程中易实现的核心机性能评定方法。通过试验确定测量参数,介绍核心机性能评定工作流程,论述性能评定关键参数的测量和计算方法。分析部件流量、效率等参数变化对核心机循环功及油耗的影响,以涡轮为例阐述部件试验与核心机试验差异的原因包含气动构型、工作环境、测量不确定度、冷气4个维度的因素,论述了通过减少漏气、优化工作线等手段提升部件效率,讨论核心机流量、循环功、耗油率对整机的支撑作用。核心机与部件偏离的合理范围应参照测量不确定度,超出合理范围的偏离采用了单因素敏感性分析方法分解到部件层级。结果表明：该方法适用于大涵道比涡扇发动机核心机试验性能评定,对其他构型的核心机也有一定借鉴作用。     

控制力矩陀螺力学试验后的微振动特性变化

控制力矩陀螺是一种用于航天器姿态机动和稳定的重要执行机构.为掌握控制力矩陀螺力学试验后的微振动特性变化,用加速度传感器测量其工作状态下的加速度响应,用多分量测力计测量其工作状态下的力和力矩响应,并进行时域统计分析和频域FFT分析.结果表明,轴承偏心和点状缺陷引起的通过频率成分及其倍频成分是加速度响应的主要成分,但皆位于300 Hz以上的高频区,如果将加速度响应转换成位移响应,则转子标称转速频率成分仍占主导,力和力矩响应结果也验证了该论断.力学试验使控制力矩陀螺微振动恶化,主要原因是静、动不平衡量变大、轴承偏心变大和轴承受损.此外,转子转速和结构模态的动力耦合也会影响微振动幅值.     

基于滑模观测器的机电作动系统容错控制研究

机电作动器(Electro-Mechanical Actuator,EMA)正在逐步代替液压/气压作动器而广泛应用于航空航天、军事等领域,特别是在多电/全电飞行器中,机电作动系统已引来大量学者开展各类型研究。在 EMA 的控制方法和实际应用逐渐成熟的前提下,进一步提高系统的可靠性得到广泛的关注。在 EMA 运行过程中能够进行实时的故障检测并保证系统的正常运行,有效提高系统可靠性对于 EMA 的应用具有重要意义。本文提出一种基于滑模观测器的容错控制方法,为 EMA 在工程应用中有效识别系统的运行状态提供重要手段,具有重要的理论意义和工程应用价值。通过仿真验证得出此方法可靠有效,验证了在系统运行过程中能够快速的识别故障并切换控制,表明 EMA 系统在此控制方法下具有很好的故障识别和故障隔离能力。     

缝翼结构参数对翼型流场和气动噪声的影响

缝翼气动噪声很大程度地依赖于其结构参数。分析其结构参数对翼型流场及其气动噪声特性的影响,是研究缝翼噪声抑制方法的有效途径。首先,基于典型三段翼型30P-30N,建立流场分析模型,并利用雷诺平均(RANS)和大涡模拟(LES)方法,分别对具有典型缝翼几何位置及外形特征的翼型进行稳态和瞬态流场特性分析;其次,利用FW-H声类比积分法求解远场噪声分布特性,并研究对比不同缝翼结构参数对远场声压级强度及其指向性分布特性的影响规律;最后,针对不同的缝翼结构参数,分析讨论缝翼噪声抑制与相应翼型升力变化的耦合关系。结果表明:缝翼几何位置和结构变形参数的调整均可有效降低远场噪声辐射,但是在攻角增大的情况下升力系数会有一定程度的降低。