民用发动机空中慢车性能设计方法

空中慢车是应用于飞机空中下降过程的最小推力状态.为实现飞机与发动机性能的优化匹配,空中慢车需要在设计阶段综合考虑飞机性能和用户系统、发动机自身运行特性3方面的要求,包括飞机正常下降率、引气、功率提取、发动机附件运行和本体运行限制等设计需求.通过空中慢车设计需求分析并结合发动机推力控制模式,给出了基于引气压力的慢车设计方法和设计流程,并根据型号应用经验讨论了设计中的常见问题和对应处理方法.     

变循环发动机双涵道模式下变几何控制探索

为了实现变循环发动机的性能优化,利用混合优化算法寻找最优的几何控制变量来实现变循环发动机的性能提升。在节流优化过程中,采用了单独减小高压转子转速和协同调节高低压转子转速两种控制方案,并计算了巡航状态时在这两种控制方案下发动机由最大推力到50%最大推力的节流过程中,发动机性能参数和工作参数的变化。计算结果表明:在高度为11km、马赫数为0.9条件下,保持进口流量不变,在50%最大推力时协同调节方案相比单一调节方案,发动机的耗油率下降了5.997%,另一个巡航状态(高度为9km,马赫数为0.8)下也有相似的结果。这表明采用高低压转速协同控制能对发动机进行更有效的控制,进一步改善了发动机的巡航性能。     

低损失融合式预旋喷嘴设计与研究

为减小整个预旋系统的流动损失,首先对带预旋集气腔进气孔、预旋集气腔、预旋喷嘴的冷气预旋流路进行了分析,发现进气孔和集气腔会导致预旋喷嘴进口流场不均匀,相较于进口均匀条件,预旋喷嘴总压损失系数增大0.026。在此基础上提出了一种将预旋集气腔进气孔、预旋集气腔和预旋喷嘴融合设计的低损失融合式预旋喷嘴设计方案,分析表明:融合式预旋喷嘴能有效减小冷气在预旋系统内的流动损失,在设计工况总压损失系数减小0.032,并使冷气在预旋系统内流动更加均匀,提升了预旋系统的整体性能。     

一种基于边缘特征的改进ORB算法

ORB算法运算速度快,抗旋转变换能力好,但对可见光和红外图像匹配效果较差,为解决该问题,提出了一种基于边缘特征的改进ORB算法。该算法首先针对传统canny算子需要人工设定阈值的缺点,采用基于改进最大类间方差（Otsu）的自适应canny算子对图像进行边缘检测,然后对边缘图像进行ORB特征检测与描述,最后在最近次临近粗匹配的基础上进行RANSAC算法精匹配,提高了算法正确率。实验结果表明,该算法对可见光与红外图像匹配具有较好的鲁棒性,正确匹配点数和正确匹配率均比ORB算法高,能推广使用到可见光和红外图像融合等领域。     

电动伺服机构永磁同步电机的自抗扰控制

针对运载火箭电动伺服机构谐振频率过低,而传统陷波滤波器算法会降低系统的快速性问题,提出了一种基于自抗扰控制（ADRC）的微分前馈控制算法。在开环等效增益相近的情况下,比较了系统在传统PID控制和一阶ADRC控制方式下的阶跃响应和抗扰性能;对输入正弦指令的情况,比较了系统在比例+扩张状态观测器（ESO）和有限时间比例（FTP）+ESO这两种控制方式下有无输入微分前馈（IDF）的跟踪性能。仿真和实验结果均表明,在常规ADRC中引入IDF,可有效提高电动伺服机构对时变输入的跟踪精度。     

双口RAM在航天伺服系统中的应用

航天伺服系统中数据传输具有高速实时等特性,针对采用双口RAM进行并行数据传输时易发生冲突的问题,提出了一种新的数据传输机制。不同于现有握手等待和优先级抢占等方案,从最根本的分时访问总线和数据空间的角度出发,设计了一种同步分时访问机制,实现了无冲突访问数据的高速传输。基于该同步分时访问机制,设计了基于FPGA的双口RAM数据传输方案,并通过仿真验证了该方案的可行性。搭建了数据传输测试平台,设计了多种测试用例。经过测试表明,该双口RAM性能稳定,实现了零误码率数据的高速传输。     

多场耦合效应对高超声速进气道入口参数影响

为了研究多场耦合效应对高超声速进气道入口参数的影响,采用自主开发的热环境/热响应耦合计算分析平台FL-CAPTER,对吸气式高超声速进气道前体进行了数值仿真研究。介绍了采用的多物理场耦合分析策略及不同物理场求解方法,通过圆管和两级压缩楔外形,初步验证了多场耦合分析方法的可靠性。以此为基础,研究了进气道前体在长时间巡航飞行条件下的结构温升情况和宏观变形量,分析了进气道结构变形对入口参数的影响。结果表明:进气道前体迎风区域和背风区域不均匀的温度分布引起热应力变化,进气道前体压缩面在多场耦合效应作用下上翘约20mm,考虑变形影响后,进气道偏离设计状态,激波边界层干扰效应增强,喉道附近的分离区域有所增大,进气道入口的质量流量增加约4.2%,喉道平均马赫数降低,静压升高,总压恢复系数降低。     

吸气式高超声速飞行器通气模型测力试验技术研究

由于内阻测量方法限制,来流Ma_∞4时常规通气模型测力试验精度无法满足吸气式高超声速飞行器设计和性能评估需求。为解决上述问题,确保试验精度满足飞行器研究需要,探索了将天平测量内阻技术引入常规通气模型测力试验的可行性。从改进试验方法角度提出了一种回避内阻测量难题的新型试验方法:采用"尾支+六分量天平"直接测量通气模型的气动特性(机体控制体产生的气动力载荷),并开展了试验验证。结果表明:由于减少了内阻测量环节,新型测力试验技术的精度高,Ma_∞=6时的阻力系数误差小于2%,远低于常规通气模型测力试验误差,具有精度高、模型相对简单、技术复杂程度较低、推广应用可能性大的优势。     

复合材料臂杆刚度性能研究

为获得大型复合材料臂杆刚度特性用于结构动力学仿真,采用有限元建模和试验测试两种方法,分别得到试验件一阶模态频率与弯曲及扭转刚度。分析结果与试验结果并不吻合,对产品刚度降低原因进行了分析,不良成型工艺和纤维打断对复合材料产品的刚度特性有着较大的影响。     

麻疯树油/RP-3航油混合燃料燃烧特性实验研究

为研究麻疯树油/RP-3航空煤油混合燃料的燃烧特性,在定容燃烧弹内完成了体积混合比分别为1:0,1:1和1:3,初始温度500K,初始压力0.1MPa,当量比为0.7～1.5混合燃料的实验。分析得到了混合燃料的火焰发展特性、火焰半径变化率、拉伸火焰传播速度、马克斯坦长度、无拉伸火焰传播速度等燃料燃烧特性,并与RP-3航空煤油对比。得到以下结论:在当量比为0.7～1.2时,火焰传播稳定,火焰前锋面较光滑;在当量比增至1.3～1.5时,火焰前锋面出现大量裂纹、胞状结构和微型火团,与其他大分子碳氢燃料的燃烧性质相似;在初始温度和初始压力一定时,无拉伸层流火焰传播速度随当量比先增加后减小,在当量比为0.9～1.0附近时,无拉伸层流火焰传播速度达到最大值;混合燃料的马克斯坦长度与当量比呈反比,在当量比为0.7～1.2时,马克斯坦长度为正值,燃烧趋于稳定;在当量比为1.3～1.5时,马克斯坦长度为负值,燃烧趋于不稳定。与RP-3航空煤油对比,掺有麻疯树油时马克斯坦长度轻微降低,燃烧稳定性稍差;在当量比小于1.0时,无拉伸火焰传播速度轻微降低,在当量比大于1.0时,无拉伸火焰传播速度显著降低。