高压涡轮封严冷气对主流气动性能的影响

为研究涡轮轮毂封严结构的加入对高压涡轮主流流动的影响,运用数值模拟方法,对无封严冷气喷入的原型和四种封严结构下一级涡轮动静叶的主流流动特性进行细致研究。为保证数值计算的准确性,进行了网格无关性分析和数值方法可靠性验证。研究结果表明:封严结构的加入会降低涡轮动叶效率和级功率,封严冷气射入主流后,冲击主流边界层内的流体,使得局部区域流动发生改变。主流在封严出口处发生流动分离,增大了静叶能量损失,同时影响静叶和动叶流道中通道涡的发展,造成动叶端区流动结构的变化并引起掺混损失。覆叠封严具有的弯曲的封严内部结构,对主流气动性能影响较弱。      

变截面管道旋流进气加热的数值模拟

为了研究整体强旋流进气对燃烧室状态改变和对应能量转换特性的影响,突出加热对旋转速度和旋转动能变化的作用,计算了等截面和变截面环形燃烧室中预混旋流甲烷/空气在冷态和燃烧态下的流场,并分析了流场旋流特性的变化。结果表明:提高轴向速度和使用变截面管道结构有助于提高旋流气体的旋转速度,旋流气体在加热条件下旋转速度会增大。采用变截面管道旋流进气加热能够较好实现热能向旋转动能的转变,在燃烧室设计中可以作为能量转换设计的1种潜在方法。     

永磁同步电机线性分段最大转矩电流比近似控制

在永磁同步电机(PMSM)数学模型和最大转矩电流比(MTPA)控制理论的基础上,分析了MTPA曲线的数学特性,表明MTPA曲线是等轴双曲线的左半支。根据该双曲线的特性,提出了一种线性分段MTPA近似控制算法。改变电机参数,计算MTPA真解与近似解之间的误差,验证该控制算法的可移植性。建立Simulink模型,进行仿真分析,对比查表法与MTPA近似控制算法的响应特性。仿真结果表明:线性分段MTPA近似控制算法具有良好的稳态和动态响应,可以较好地实现MTPA控制。     

一种星上MSM型Clos交换结构的调度算法（英文）

针对MSM型Clos交换网络提出一种MMFD调度算法,该算法在输入级交换单元及中间级交换单元输出端口设置了状态指针,在每个时隙开始时刻,调度器根据指针值确定中间级交换单元的配置,然后根据配置状态确定所交换的信元。分析和仿真表明该算法在均匀业务和突发业务下吞吐率都达到了100%,排队时延优于CRRD和SRRD等典型算法。     

开口双肋凹槽式涡轮叶顶间隙流动数值研究

为研究改进的双肋凹槽叶顶结构对大折转角动叶间隙泄漏流动的影响,利用数值模拟的手段,对五种不同叶顶结构在低马赫数为0.3条件下的泄漏损失以及流动特性进行详细的研究分析。数值计算与实验测量结果进行对比校核以保证数值计算的可靠性。研究结果表明,改进的前尾缘开口的凹槽式叶顶结构使得叶栅总压损失降低7.4%,与前缘不开口的方案相比,间隙泄漏损失变化率降低23%,这对涡轮长期运行维持高效的性能有利。改进的叶顶结构对间隙内的流量分布影响明显,压力侧的泄漏流量减少26.7%,而吸力侧增加13.3%。前缘开口形式结构使得压力侧泄漏的驱动压差降低50%,并改变吸力侧泄漏流的流量系数,同样出口气流角展向分布和叶栅流道中的泄漏涡和通道涡均受到明显影响。     

卫星融合交换系统负载均衡异构路径算法

卫星交换系统中的光与分组两种异构业务需要进行融合交换,为了合理利用卫星异构交换系统中的异构路径资源,需要对异构交换路径采用一体化生成方法.基于卫星异构融合交换结构模型,定义了异构路径影响因子,用以定量衡量异构路径对整体交换性能的影响,并针对卫星交换结构特点,采用交换系统子路径个数以及路径转换参数作为约束条件,通过构建异...     

基于信息隐藏的遥感图像分块压缩

目前JPEG2000等图像压缩方法受制于压缩倍数的限制,无法满足用户对海量遥感数据的实时传输要求,需要进一步减少高分辨率遥感图像产生的数据量,以满足遥感图像数据的空间传输要求。针对此情况提出了一种基于信息隐藏的遥感图像分块压缩方法,利用图像块的相似性判决出基准图像块和相似图像块,将相似图像块的编号隐藏在基准图像块中,只对基准图像块进行JPEG2000压缩。采用标准图像库作为样本图像进行仿真,结果表明,该方法将样本图像压缩前的数据量减少1/3,同时将该样本图像的压缩比提高1.5倍。     

燃气流量可控的固体火箭冲压发动机动态建模及模型降阶

燃气流量可控的固体火箭冲压发动机促进了其燃气流量控制系统的研究.模型研究是控制系统设计的基础.基于集中参数的思想建立了燃气流量可控的固体火箭冲压发动机动态模型,分析了固体火箭冲压发动机动态模型参数的物理意义及其工作过程中的变参数特性, 固体火箭冲压发动机动态响应时间由冷区容积时间常数、热区容积时间常数、激波传播时间常数和激波容积时间常数等组成, 工作条件的较大变化使得固体火箭冲压发动机在工作过程中具有较强的变参数特性.最后对固体火箭冲压发动机动态模型进行模型降阶,由频率分析的结果可知,模型降阶是合理的.     

超燃冲压发动机燃烧室传感器最佳位置选择

超燃冲压发动机的燃烧控制和性能评估需要有效的燃烧室测量信息, 而如何确定传感器的最佳位置和数量是非常重要的, 要求选择最小的传感器数目和最佳的测量位置来较准确的描述燃烧室工作特性.这是一个组合优化问题, 直接求解比较复杂.为此本文利用遗传算法对超燃冲压发动机燃烧室的测点位置和数量进行了选择, 利用遗传算法的全局最优搜索和大规模并行计算能力来获得最佳的传感器位置和数量.      

轴流燃气涡轮气动设计中反动度可行域的研究

为快速确定反动度的合理取值范围,加快涡轮设计流程及完善气动设计体系,对考虑动叶进口相对总温的高压涡轮反动度可行域及多约束下反动度的可行域进行研究。采用"等效单级涡轮"的思路建立反动度与动叶进口无量纲相对总温之间的关系式以及采用速度三角形方法建立多约束条件下反动度可行域的计算方法。研究显示:当级负荷系数和膨胀比一定时,相对总温随反动度降低而降低。反动度降低0.1,则无量纲相对总温降低0.012。涡轮进口总温越高,反动度对相对总温影响幅度越大。当级负荷系数大于某值或膨胀比低于某值时,反动度均存在最大值。为保证气动方案具有较低值动叶进口相对总温和较高的效率,若膨胀比一定时,应选择较小的反动度和级负荷系数的设计思路,若级负荷系数一定时,对于单级涡轮反动度取值应较高,对于双级涡轮反动度取值应减小。建立考虑涡轮气动、传热、强度、结构方面的多约束可行域计算方法,可以快速确定反动度的可行域,完善涡轮气动方案设计并加快设计流程。以新型高速飞行器低压涡轮为分析对象,采用该方法确定其反动度可行域为0.125～0.266,并深入研究发现其反动度最大值由动叶出口最大允许马赫数和最小允许绝对气流角共同限制。