高速高压宽温域动压密封动环端面微变形及其改善方法

针对高速高压高温/低温工况下动压密封变形问题,以动压密封的典型结构为研究对象,考虑动环的支撑和约束,建立热固耦合分析模型,研究热载荷、力载荷和约束对动环端面微变形的影响,并提出动环端面微变形改善方法。结果表明:多载荷共同作用时,温差对动环端面微变形影响最大,其次是转速和压力;在2种情况下,动环端面微变形受温度值的影响很小,主要与温差有关;相比低温,动环端面微变形更易受高温的影响,单位温差的变形变化量为3~4倍;动环形心距旋转中心越远,动环端面微变形受转速影响越大,且呈抛物线关系;动环端面微变形与压差呈线性关系。对高速高压宽温域的动压密封,控制动环端面微变形,首先,应降低动环的温差;其次,若转速够高,应适当增加动环厚度,通过扩大形心变化区域能增加86%的动环端面微变形范围,若转速不够高,通过合理的结构设计约束动环内表面以控制动环翻转,最大能降低65.2%的动环端面微变形;最后,合理设计的轴向压紧力能进一步确保动环端面微变形维持在极小范围内。      

基于神经网络的荧光油膜厚度与灰度研究

在全局摩阻测量中,薄油膜技术可以很好地表征表面摩阻的分布情况。用特定波长的紫外线照射添加了荧光显色分子的不同厚度的油膜,油膜将发出不同的亮度。利用该原理通过检测受激发的荧光油膜灰度值可解算出相应油膜的厚度。本次采用BP神经网络及极限学习机(Extreme learning machine,ELM)神经网络搭建模型完成了荧光油膜厚度与灰度关系的预测,运用Hopfield神经网络完成了相应参数的辨识。实验表明,ELM神经网络模型、BP神经网络模型及插值法模型的预测误差分别为5.150%、5.485%和5.935%。通过Hopfield神经网络辨识,光源功率、光距和曝光系数等影响因素的参数误差率控制在1%左右,达到实际工程运用的要求。与传统插值法相比,通过神经网络可获得更高的精度,为荧光油膜灰度与厚度研究提供了一种可行的方法。     

TMS320VC33虚拟内核流水线仿真优化设计方法研究

搭建全数字仿真测试环境的关键是虚拟内核的研制.流水线仿真优化设计对虚拟内核运行效率的提高至关重要.本文研究了TMS320VC33虚拟内核流水线仿真优化设计方法,基于TMS320VC33流水线工作原理运用译码缓存策略和预译码策略对流水线仿真过程进行优化,并提出了一种流水线仿真优化设计整体方案.     

面向弹道优化的高超声速再入飞行器模态稳定性分析

为研究高超声速再入飞行器沿弹道的自由扰动运动的稳定性,考虑大气密度随高度的变化和引力梯度,建立了高超声速无动力再入纵向动力学小扰动线性化方程,然后获得转移矩阵和特征方程,在此基础上进行沿弹道的纵向模态分析。利用二次曲线及基于类型函数和形状函数（CST）的方法提出升力式高超声速飞行器气动布局,并采用工程估算方法获得飞行器气动特性数据。针对最大射程、最小射程和跳跃弹道等典型再入弹道进行沿弹道的模态稳定性分析,得到高超声速再入弹道高度模态、沉浮模态和短周期模态稳定性沿弹道的变化特征。从稳定性的角度,对弹道优化提出建议：应避免所设计的弹道产生太大的跳跃,即使是牺牲一些射程上的性能,因为跳跃会使短周期模态和沉浮模态产生更多的不稳定特征根。     

基于本征正交分解的离心压气机多学科设计优化

为探索离心压气机多学科设计优化策略,进一步提高优化效率,建立了基于本征正交分解(POD)技术的离心压气机优化系统。首先选择样本数据生成快照矩阵,进行本征正交分解后,提取了占支配性的少数几个基函数,并以POD系数作为新的设计变量,构建了降阶的设计空间,从而大幅度减少了设计变量的个数。然后与离心压气机多学科优化流程相结合,建立了一种高效率的优化策略。为验证系统的可行性,以极大化等熵效率为目标,针对最大转速状态和巡航状态两个计算工况对压气机进行优化。结果表明:该优化策略在有效减少设计变量个数方面具有优势,从而使优化问题能够快速的收敛,优化后两个工况下的设计点等熵效率分别提高了3.5%和4%。     

航天器用回转支撑机构设计优化及试验验证

本文结合国内空间站对日定向驱动机构所采用的回转支撑机构方案,重点围绕滚轮-导轨运动副接触形式,分析了圆柱形滚轮外形方案所存在的“滚中带滑”情况,针对性地开展了滚轮外形结构设计优化,提出了圆锥形设计改进方案。为了验证该方案的设计正确性、工程可行性以及改进有效性,计算了改进方案的运动副滚滑比,评估了零件加工精度、产品装配偏差以及空间温度环境等对滚滑比的影响,分析了改进方案对机械接口和载荷条件的影响,开展了真空寿命试验。结果表明:改进方案能够实现在理论上滚轮-导轨运动副为纯滚动运动,对零件加工精度、产品装配偏差以及空间温度环境有较好的容差性和适应性,并且对机械接口和载荷条件无影响,能够有效改善滚轮-导轨运动副接触状态,延长寿命,满足使用需求。     

翼型和机翼阵风响应的数值模拟

采用有限体积法来数值求解非定常Euler和NS方程,并在非定常计算中通过引入"网格速度"来计入阵风的影响,实现了对刚性翼型和机翼阵风响应的有效数值模拟。首先采用该方法来对翼型攻角突然增大的阵风、陡边型阵风这两种典型阵风情况下的翼型气动力响应进行了计算,结果表明:计算结果与现有的一些理论结果都符合较好,与文献中计算结果也吻合,NS方程的计算结果与Euler方程计算结果在变化趋势上是一致的,但具体的数值有差别。最后针对攻角突然增大的阵风,对不同马赫数下不同展弦比平直机翼的阵风响应进行了数值模拟,得出的计算结果与文献中的计算结果一致。     

基于扩张状态观测器的高空台进气环境模拟控制技术研究

针对航空发动机高空台推力瞬变等过渡态试验对进气环境模拟控制系统所提出的强抗扰性、强鲁棒性的迫切需求,设计了一种基于扩张状态观测器（ESO）的高空台进气环境模拟主动抗扰控制技术方法。首先分析了现有高空台过渡态环境模拟的技术特点和高品质控制指标难于实现的原因;其次设计线性自抗扰控制器（LADRC）和一体化并行控制器（IPC）;最后通过仿真对高空台进气环境模拟主动抗扰控制方法进行了验证。结果表明,应用基于扩张状态观测器的主动抗扰控制技术能够大幅提高发动机过渡态试验中进气环境模拟的动态响应速度、控制精度和抗扰动能力。     

空间索杆铰接式伸展臂故障树分析

结合空间索杆铰接式伸展臂的应用环境, 在分析空间索杆铰接式伸展臂组成和展开原理的基础上, 建立以伸展臂展开失效为顶事件的故障树, 分别对其进行定性及定量分析, 获得各底事件的失效概率、概率重要度和关键度结果, 确定引起伸展臂展开失效的主要因素. 结果表明驱动力不足、 角点滚轮卡死、精度失效是影响伸展臂正常展开的主要因素, 据此提出了相应的改进措施, 为空间索杆铰接式伸展臂的展开可靠性分析提供了依据.