一种新的周期性运动部件调制谱估计方法

目标内部运动部件对雷达回波产生的周期性运动部件调制 (PMPM )为目标识别提供了丰富的特征信息。但由于大多数雷达均采用多目标工作方式 ,因此 ,通常情况下只能从雷达获得不连续的目标回波脉冲串 ,这极大增加了根据目标回波频谱提取PMPM特征的难度。针对含PMPM目标回波频谱具有简单结构这一特点 ,提出了基于最小熵准则的交替迭代反卷积方法(AIDME)用于扩展目标雷达回波频谱估计。结果表明 :与傅里叶谱分析方法相比 ,该方法能够有效消除卷积核函数的不利影响 ,获得逼近目标回波真实谱的良好谱估计结果     

电磁式无刷交流同步发电机的MATLAB/PSB建模

 针对电磁式无刷交流同步发电机建模分析的困难 ,提出一种在MATLAB环境中为此类电机构造PSB模型的方法 ,即利用PSB中的测量元件模块和受控电源模块沟通电机的数学模型与电路拓扑模型 ,从而实现了高效率、高质量的“电路—电机—控制”系统的混合仿真。这一建模方法有效地解决了带电力电子装置的复杂电机控制仿真问题 ,并可方便地推广到各种机电混合系统的建模分析中。     

时间推进法求解叶轮机械内不可压流动

发展了一种用时间推进方法求解叶轮机械内部不可压流动的计算程序。在这个程序中, 使用分布体力方法简化湍流粘性的求解过程, 根据Ｂａｌｄｗ ｉｎ－Ｌｏａｍ ｘ 两层代数湍流模型确定粘性应力的大小。程序中还使用局部时间步长和多重网格数值技术加速收敛。火箭燃料主泵前诱导轮内部流场的实例计算表明, 采用这一计算程序能够正确预测叶轮机械内部不可压流场。     

翼梢装置对某机翼气动弹性行为影响研究

以大客某方案机翼为基本翼,通过数值模拟的方法研究了翼梢装置对机翼气动弹性特性影响,包括静气动弹性及颤振特性。其中通过CFD/CSD弱耦合求解的方法研究其静气动弹性响应,气动力计算采用面元法,结构响应计算采用结构有限元法,通过插值实现翼面气动力与有限元节点力之间的传递,以及有限元模型与气动网格之间的变形传递。对基本翼及带翼梢装置机翼静力学有限元模型局部修改得到动力学模型,应用MSC NASTRAN进行颤振特性分析。研究发现翼梢装置使得机翼的气动弹性特性不同程度均有降低,而不同翼梢装置对其影响又有所不同,可见,翼梢装置的设计在追求气动特性改善的同时必须关注其带来的结构特性的损失。     

液体火箭发动机推力室冷却通道温度分层数值研究

为了研究冷却剂温度分层的形成机理及其对流动和换热的影响, 应用雷诺应力模型(RSM)对液体火箭发动机推力室再生冷却通道的流动与传热进行了三维数值模拟, 冷却剂为气氢, 考虑其物性随温度和压力的变化.所得结果表明:冷却剂在非流动方向会出现温度分层现象, 随着冷却剂的不断受热, 温度分层现象越明显, 由于喉部二次流加强了冷却剂间的混合, 在喉部区域温度分层被减弱, 温度分层对冷却剂温升及压降影响较小, 严重影响气壁温度的估算.      

不同翼梢小翼对飞机横航向特性的影响

利用有限体积法离散可压缩Euler方程,计算了带5种不同类型翼梢小翼的全机高速巡航外形.重点研究了不同小翼对飞机横航向静稳定性、机翼压力中心移动量和侧滑时滚转力矩系数随迎角变化的影响规律.研究结果表明:(1)翼梢小翼均不降低飞机的横向静稳定性,都将降低飞机的航向稳定性;(2)翼梢小翼均使机翼压力中心向外移动,小后掠角的...     

燃气非平衡流再生冷却流动传热数值模拟

为准确预测液体火箭发动机推力室身部再生冷却换热状况,采用数值模拟方法,对燃气、推力室壁和超临界气氢进行三维流动和换热耦合计算。采用6组分9步反应动力学模型计算燃气的非平衡化学反应,采用DO模型计算燃气辐射换热,考虑超临界气氢物性随温度和压力的变化。获得了室壁温度场、燃气及冷却剂流场。结果表明,Redlich-Kwong方程、Peng-Robinson方程、Lucas法、TRAPP法能分别准确计算超临界氢的密度、定压比热容、粘度、导热系数,采用燃气非平衡流计算所得流场值更符合实际情况。     

飞机全电刹车机电作动系统上电自检测

提出了一种飞机全电刹车机电作动（EMA）系统的上电自检测（POST）方法,以保证系统在运行前处于安全工作区域。通过检测,可及时准确地定位和更换故障部件,提高飞机出勤率。在系统运行之前,尽可能在有限的检测次数内全面准确地检测敏感元件,定位故障部件,避免造成刹车系统的二次伤害。针对逆变器和电机三相绕组组成的驱动回路,利用母线电容放电产生电流,完成检测。检测过程利用电容电压而非电源为逆变器供电,可防止过高的短路电流对电源的冲击,且电容上存储的能量有限,可有效避免短路故障对系统的二次伤害。检测方法在原有电路的基础上并未增加传感器和检测电路,但实现了逆变器功率管以及电机绕组,短路和开路故障的全面检测,且可定位出故障部件和故障原因。该机电作动系统上电自检测方法能够保证在一秒内完成系统全面自检测,经过1 000次正常及带故障试验,故障的误报率和漏报率保持在1‰以下。在现场试验中,系统可抵御飞机复杂的电磁环境（EME）,工作性能稳定。通过软件设置不同故障阈值,可方便移植到其他机电作动系统中。     

固溶处理定向凝固高温合金DZ8的组织与力学性能

观察了1260℃与1240℃固溶温度热处理后DZ8合金的显微组织,比较了两者的拉伸与持久性能.结果表明:采用1260℃固溶温度热处理,DZ8合金存在少于1％的γ+γ'共晶相,但富Hf相发生初熔;采用1240℃固溶温度热处理,合金未发现初熔但仍存在12％左右的γ+γ'共晶相.DZ8合金分别采用1260℃与1240℃固溶温度热处理后,室温、700℃与980℃拉伸性能以及980℃/205 MPa持久性能相当,但采用1260℃固溶温度热处理的D28合金其760℃/725 MPa持久性能较采用1240℃固溶温度热处理的有所下降.     

风力机噪声的预测方法研究

研究了数值预测风力机气动噪声的一种半经验模型.通过分析风力机噪声产生的机理,该模型对几种不同形式的风力机噪声源进行叠加计算,包括湍流入流噪声、风力机叶片翼型自激励噪声,进而得到风力机全机的声压级和声功率级噪声谱,以及总声压级和总声功率级.为验证半经验模型的有效性,将模型应用于风力机的噪声预测,计算的声功率级及总声功率级与实验测量的声功率级进行比较,计算所得到的结果能够与实验结果基本吻合,表明研究的预测方法是可行的.