脉冲爆震涡轮发动机性能计算

建立了一种基于爆震波ZND理论和循环分析的PDTE性能计算模型-ZND循环分析模型(模型-1)。将该模型及目前已有的推力壁模型(模型-2)分别与基于实验的PDC特性图模型(模型-3)进行对比,计算了模型PDTE的设计点性能,结果表明:模型-1计算得到的PDTE单位推力(FS)及单位燃油消耗率(sfc)的计算误差较模型-2分别减小了1.75%和4.04%,准确性有所提高。与需要大量实验数据的模型-3相比较,模型-1更简便,可用于PDTE性能的快速评估。应用模型-1计算了飞行状态改变时PDTE性能增益的变化趋势。     

A New Hybrid Control Scheme for an Integrated Helicopter and Engine System

A new hybrid control scheme is presented with a robust multiple model fusion control(RMMFC) law for a UH-60 helicopter and an active disturbance rejection control(ADRC) controller for its engines.This scheme is a control design method with every subsystem designed separately but fully considering the couplings between them.With three subspaces with respect to forward flight velocity,a RMMFC is proposed to devise a four-loop reference signal tracing control for the helicopter,which escapes the closed-loop system from unstable state due to the extreme complexity of this integrated nonlinear system.The engines are controlled by the proposed ADRC decoupling controller,which fully takes advantage of a good compensation ability for unmodeled dynamics and extra disturbances,so as to compensate torque disturbance in power turbine speed loop.By simulating a forward acceleration flight task,the RMMFC for the helicopter is validated.It is apparent that the integrated helicopter and engine system(IHES) has much better dynamic performance under the new control scheme.Especially in the switching process,the large transient is significantly weakened,and smooth transition among candidate controllers is achieved.Over the entire simulation task,the droop of power turbine speed with the proposed ADRC controller is significantly slighter than with the conventional PID controller,and the response time of the former is much faster than the latter.By simulating a rapid climb and descent flight task,the results also show the feasibility for the application of the proposed multiple model fusion control.Although there is aggressive power demand in this maneuver,the droop of power turbine speed with an ADRC controller is smaller than using a PID controller.The control performance for helicopter and engine is enhanced by adopting this hybrid control scheme,and simulation results in other envelope state give proofs of robustness for this new scheme.     

一种涡轴发动机系统应急状态快速响应控制方法

针对直升机应急状态下特殊快速响应需求,基于涡轮放气原理,提出了一种新的应急状态快速响应控制方法.在应急状态下,除了燃油控制外,同时将涡轮放气量作为发动机控制变量,采用多变量鲁棒方法设计了应急状态直升机/涡轴发动机三变量快速响应控制器,该综合控制方法不仅实现了直升机垂飞通道的控制,而且在保持输出功率通道稳定,即自由涡轮转速恒定的前提下,借助于涡轮放气实现了燃气涡轮转速的闭环控制,有效实现了发动机功率快速跟随能力.最后,以直升机UH-60/涡轴发动机T700综合模型为对象,仿真验证了在直升机应急状态急升-急降过程中,直升机垂飞速度、发动机自由涡轮转速以及燃气涡轮转速跟踪指令的情况,结果表明:相比传统的PID(proportional integration differential)控制,基于快速响应控制方法建立的闭环系统响应迅速,动静态品质良好,能够达到直升机应急状态的特殊设计要求.      

偏置弹簧对SMA驱动器输出性能影响规律

偏置弹簧参数对形状记忆合金(SMA,Shape Memory Alloy)驱动器的输出性能有着非常大的影响.为获得其影响规律,通过试验研究了不同偏置弹簧刚度以及不同弹簧预压缩载荷下,SMA驱动器的作动位移、响应速度的变化规律以及循环次数对驱动器性能的影响规律.试验结果表明,驱动器最大作动位移及响应速度随弹簧刚度或预载的增大而降低;驱动器性能在前几次循环中衰减较大,随着循环进行性能逐渐趋于稳定;弹簧预载的增大使驱动器性能稳定所需的循环次数减少,而弹簧刚度对驱动器输出性能的循环变化规律影响不大.      

杠杆式电磁天平抗干扰方法研究

对杠杆式电磁天平在称量过程中存在的主要干扰来源进行了探讨,对来源的主要形式做了理论分析,并通过实验进行了验证。同时,提出了抗干扰的解决方案,提高了天平称量的重复性和稳定性。     

一种具有示值漂移自动消除能力的天平

介绍了一种专用于质量量传,具有示值漂移自动消除能力的天平。对采用示值漂移自动消除方法前后的天平测量重复性进行了对比。     

利用COSMIC数据构建的全球垂直TEC图的验证研究

在日固坐标系(地磁纬度和地方时)下, 累积地方时过去24h的COSMIC(Constellation Observing System for Meteorology Ionosphere andClimate)观测资料, 通过对110$sim$750km高度范围内的电子密度进行数值积分得到各掩星点的垂直TEC值, 进而利用Kriging方法插值产生近实时的全球地方时MAGLat2.5°×2h的COSMIC TEC图. 利用2008年1月1日至2010年6月30日共30个月的COSMIC数据, 逐日构建COSMICTEC图, 将其与全球导航卫星系统服务组织(International GNSS Service,IGS)发布的全球电离层TEC图(Global Ionospheric Maps, GIMs)以及OSTM/JASON-2卫星高度计观测值分别进行比对,证明利用COSMIC掩星资料构建全球电离层垂直TEC图是可行的.      

由高能电子引发的风云二号C星跳变事件概率分析

通过对地球同步轨道高能电子监测数据(来自GOES)与风云二号卫星跳变事件的对比分析发现, 跳变事件均发生在高能电子增强事件即所谓高能电子暴期间, 因此初步断定, 跳变事件与高能电子引起的卫星介质深层充放电事件有关. 通过对不同通量高能电子增强事件期间所发生的跳变事件发生率进行量化计算, 给出跳变事件发生概率的计算方法, 为卫星在轨运行管理及防护提供参考.      

喷流干扰气动热数值模拟的若干影响因素

工程上对喷流气动热进行近似计算时,常常对真实的全化学反应流近似处理,这时需要了解喷流气体和喷管外形的近似方法对计算结果的影响规律。采用数值试验对比分析的方法,探讨了近似计算的2个影响因素:其一是使用量热完全的空气喷流近似燃气喷流进行数值模拟时,喷管几何形状对热流分布的影响;其二是使用空气喷流近似燃气喷流进行数值模拟的方法,分析不同的喷流热力学参数匹配方法对喷流形态及热流分布的影响。通过对不同方法进行对比计算,揭示了各个方法对喷流干扰气动热计算的影响规律,可以用于指导工程分析。      

车载冷发射系统多刚体动力学快速仿真研究

为了满足发射动力学快速分析的需要,采用多刚体动力学的绝对坐标方法以适应发射车约束复杂和变拓扑结构的特点,针对车载冷发射系统的典型结构和弹射物理过程,建立并应用了9自由度快速仿真模型。与ADAMS和ABAQUS仿真对比表明,本文计算的车架后支腿载荷偏差不超过4%,而仿真时间只有ADAMS的7.1%和ABAQUS的0.004%,能够快速有效地分析系统的动态特性。通过实例研究了发射管底座-车架支腿载荷比的动态特性和附加载荷分配因子对该载荷比均值及发射管口最大位移的影响。结果表明,发射管底座-车架支腿载荷比在发射过程中逐渐增大并达到稳定值,附加载荷分配因子决定了发射管内弹道压力载荷通过发射管底座和发射车支腿分散传递到地面的载荷分配比例,并且存在最佳附加载荷分配因子,能使弹体的弹射起动过程对系统的扰动影响最小。