精铸空心涡轮叶片模具虚拟修模方法

针对精铸空心涡轮叶片的精确控形问题,开展模具型腔优化设计中的虚拟修模技术研究.以某型号空心涡轮叶片为研究对象,采用数值模拟的方法,通过使用ProCAST软件对有限元模型进行计算,获得空心涡轮叶片的精铸位移场,基于位移场的反变形虚拟修模方法对模具型腔进行优化设计.经修模后的模具型腔仿真验证及模具型腔型号鉴定,结果表明,按...     

大型空间站气闸舱气体复用技术研究

气体复用技术回收利用了气闸舱出舱活动泄压的大部分气体,对空间站的长期经济运行具有重要意义。文章调研了"国际空间站"气体复用技术,包括美国联合气闸舱及日本实验舱气闸室。重点介绍联合气闸舱气体复用系统组成、硬件设计及性能,并阐述了泄压方式的冗余设计。初探了我国空间站气闸舱气体复用技术,经论证,我国空间站气闸舱气体复用技术拟采用转移抽送的技术原理,与"国际空间站"气闸舱气体复用技术方案有不同特点。探讨了气体复用技术的地面试验方法,对试验条件的影响性进行简要分析总结。文章的技术方案简便可行,可应用于我国空间站的建设。     

吸气式高超声速飞行器鲁棒反演控制器设计

针对吸气式高超声速飞行器气动／推进／结构弹性耦合控制问题,提出了鲁棒反演控制器设计方法。采用反演和动态逆方法设计虚拟控制量和实际控制量,通过引入一阶低通滤波器来获取虚拟控制量的导数,解决了虚拟控制量求导复杂问题;为了增强控制器的鲁棒性,采用充分光滑投影算子对模型非匹配不确定项进行估计和补偿,同时避免了可能出现的参数漂移问题。仿真结果表明,该控制器对模型气动参数拟合误差、攻角和升降舵偏角摄动、气动弹性影响具有鲁棒性,对速度指令和高度指令具有很好的跟踪效果。     

《论读书》的功能文体分析

《论读书》自问世以来,广为流传,人们在欣赏译介的同时,也有人对它从词汇等方面进行过一些研究评论。本文试图运用功能语法理论对它的概念意义、人际意义、篇章意义进行一个较为全面的描写,以探求它的文体特色和深层内涵,并检验功能语法在文体分析应用中的实用性和可操作性。     

无轴承异步电机的自抗扰控制策略

针对无轴承异步电机(BLIM)的逆系统解耦控制性能受负载和参数变化影响的问题,在转子磁链定向逆系统解耦控制的基础上,采用自抗扰控制器(ADRC)替换经典的PID控制器,将BLIM模型中的交叉耦合项、本体参数变化和负载视为“扰动”,统一用ADRC的扩张状态观测器(ESO)估测,非线性状态误差反馈控制器(NLSEF)进行补偿。仿真结果表明:采用了ADRC,系统具有较好的动态解耦控制性能;同时,对电机参数和负载变化具有更好的鲁棒性。     

基于CompactRIO的脉冲发电机励磁调节器

以CompactRIO作为硬件平台,采用基于图形的LabVIEW编程语言,开发了适用于脉冲工作模式下的同步发电机励磁调节器。该调节器主要包括上位机和嵌入式实时系统,实时控制和监测每一次脉冲期间的工作状态以及电压、电流波形,控制周期精确至1 ms。采用数字增量式PID算法,达到对电压脉冲的精确控制,满足了脉冲发电机励磁周期投入和退出的间歇式工作模式及励磁波形调节的要求。     

二维翼型大尺寸过冷水滴撞击特性及冰形分析

基于现有大尺寸过冷水滴(supercooled large droplet, SLD)动力学特性,分析水滴变形对阻力的影响.并根据几种典型的反弹/飞溅模型,分析了SLD的阻力变化、反弹、飞溅等对水滴撞击特性的影响,采用软件FENSAP-ICE的飞溅模型和LEWICE 2.0的反弹模型研究了反弹及飞溅现象对冰形的影响.计算结果显示:水滴撞击前的破碎现象对水滴尺寸分布有较大的影响,进行撞击特性以及冰形计算的时候需进行考虑;SLD破碎、飞溅、反弹降低了局部水收集系数、减小了水滴撞击范围;飞溅现象主要发生在机翼前缘附近区域,反弹主要在撞击边缘区域;水滴直径增加,飞溅现象逐渐减弱,但边缘位置的反弹现象一直很明显.SLD变形带来的阻力影响对冰形及结冰区域影响很小;与未考虑飞溅及反弹现象得到的冰形比较,考虑飞溅及反弹得到冰形前缘区域形状变化不大,但是整体结冰区域减小.      

预旋进气的盘腔系统内流场的数值研究

用CFD软件(FLUENT6.0.12)对预旋进气的盘腔进行了数值模拟，计算中采用了多种湍流模型，包括Spalart—Allmaras单方程、K—epsilon和K-omega多种双方程模型，结果表明Spalart-Allmaras模型与结果符合得较好；通过计算研究了流场结构，流场主要由两个参数旋转比βp和湍流参数λT控制，λT主要决定源区的大小，计算结果验证了自由涡流的存在，并且盘腔压力分布的计算值与理论曲线符合得很好。     

带支板轴对称弯曲管道的流动特性

以一种带支板的轴对称弯曲管道为研究对象,通过试验与仿真手段,获得了有无支板时的内部流场特性,并探讨了尾迹流特性以及出口马赫数的影响规律.研究结果表明:试验数据与仿真结果在趋势和数值上均吻合良好.气流在弯曲管道中先减速后加速,并在"一弯"中心体侧和"二弯"外罩侧附近形成局部低压区;支板对弯曲管道的内部流动结构影响显著,诱导了尾迹流和旋涡的形成,尾迹区附近不同径向位置处的总压分布规律呈现明显差异;此外,随出口马赫数的增大,弯曲管道壁面沿程静压和出口总压恢复系数均降低,而"一弯"和"二弯"处的逆压力梯度增大,故发生边界层分离的风险性增大.      

低速风洞双自由度大幅振荡试验技术

为满足国内战斗机型号研制对大迎角过失速机动过程中非定常气动力问题研究的需求,中国航空工业空气动力研究院在FL-8风洞开发了一套基于电液伺服马达和电机耦合驱动的双自由度大幅振荡试验技术。简单介绍了该系统的基本组成和试验原理,给出了FL-8风洞动态标准模型双自由度大幅振荡试验的典型结果,分析表明：该系统运行性能稳定,试验数据可靠,重复性精度较高,可以有效应用于飞行器双自由度耦合运动气动特性研究。