大容量直驱风电机组级联直流组网系统设计

传统交流组网风电场系统存在多次电能转换、成本高的问题。针对这个问题,设计了一种大容量直驱风电机组级联直流组网海上风电场系统,其直接将每台机组的直流输出级联形成高压直流进行传输,而无需额外的海上升压站平台。风电机组采用了永磁直驱风力发电机及其变流器,其中变流器包括了AC/DC单元和DC/DC单元,并设计了控制策略,即通过DC/DC单元的占空比调节来实现电流的持续输出和最大功率跟踪。陆基逆变电站采用晶闸管型逆变器,设计了工作模式和控制策略,其主要功能是实现高压直流链路的电压电流调节。最后,基于PSCAD/EMTDC仿真平台,搭建了容量为150 MW的风电场系统进行了仿真计算,计算结果验证了该系统具有较高的鲁棒性和对风速变化的适应性,同时每个机组都能独立的实现最大风能捕获。     

Experimental research on rotating detonation with liquid hypergolic propellants

This paper describes experimental research into the initiation and propagation of rotating detonation for liquid Nitrogen TetrOxide (NTO) and liquid MonoMethylHydrazine (MMH). An annular rocket-type combustor without nozzle was designed to investigate detonation combustion. The propellants were injected through unlike impingement injectors. The combustion flame fronts and pressure waves were detected using optical diagnostics and dynamic pressure sensors, respectively. The propagation of rotating detonation was established spontaneously by increasing the mass flow rate of propellants. The velocity of propagation of the flame fronts and pressure waves was nearly equal and reaches supersonic speed. Two different detonation combustion patterns are present, single wave mode and double waves mode. And in double waves mode, the two detonation waves are always counter-rotating. The possibility of rotating detonation initiation in a combustor with nozzle was also checked. Stable rotating detonation can be initialized and sustained at similar operating conditions.     

剪切稀化非牛顿射流撞击液膜破碎直接数值模拟

液态射流撞击是液体火箭推进系统中广泛采用的一种燃料雾化方法,其破碎特征直接影响燃料最终的掺混及燃烧效率。采用直接数值模拟（DNS）工具,研究了低雷诺数（Re_l=41）和中等韦伯数（We_l=163）条件下剪切稀化非牛顿射流撞击液膜破碎的问题,着重分析了对角液膜的三维结构、破碎特征和非牛顿特性等。研究结果表明：在所研究的射流参数下,该非牛顿撞击液膜破碎属于Open Rim类别,破碎过程具有三维特性并伴随液丝与边缘的融合、液丝向液滴的转变等时域流动特征。液体的总表面积随时间不断增长,但单位表面积随液膜破碎的发生而下降,液膜扩张半角随时间逐渐增加并趋于恒定值43°,而后部液膜的长度几乎不随时间发生变化。此外,撞击液膜表现出明显的剪切稀化特性,液体内部最低黏性系数仅为零剪切黏性系数的1/5。     

航空发动机进口动态温度场测试耙设计

针对航空发动机进气动态温度场测试需求,提出了1种基于细丝热电偶直接测量的动态温度场测试方法。在国内首次采用浮动连接结构设计了1种发动机进口流场测试耙,并完成测试耙结构强度计算。利用细丝搭接的方法设计了1种小惯性热电偶,对偶丝静态标定结果显示,小惯性热电偶满足I级精度要求。该热电偶在某型发动机试验中应用的结果表明,其设计满足发动机测试要求。     

针式铟场发射电推力器的研制及实验特性 *

为了研制针式铟场发射电推力器实验样机,采用微细电化学腐蚀法制备了场发射电推力器的核心部件发射针,并对发射针进行了表面粗化以促进推进剂的输运,研究了真空环境中发射针的浸润方法,实现了推力器的点火,并测得了不同针尖尺寸的发射针的I-V特性曲线和推力值。实验结果表明,发射针针尖半径决定了点火起始电压的大小,针尖半径越小,点火起始电压越低;推力器样机有连续的推力输出,最大推力可达30μN。     

铰链式下垂前缘机构设计与动力学仿真研究

下垂前缘是一种结构简单的增升装置,能够有效降低气动噪声和减小机构的运动空间,已被应用于A380 和A350XW。为了实现下垂前缘按照给定要求定轴转动,需要设计一种机构型式,因此提出一种基于四连杆形式的铰链式下垂前缘机构的设计方法。根据设计输入要求建立下垂前缘机构的线架模型,并对该机构进行运动学和刚柔耦合动力学仿真,得到...     

反推力装置“地面/空中”判定条件研究

只在地面使用的反推力装置,一方面根据CCAR 25.933的要求在空中要防止意外打开;另一方面在地面使用时要求迅速可靠地打开,因此判断飞机在“地面”或“空中”成为反推控制系统的一个重要设计内容,若该条件判定飞机在地面的约束过于严格,则飞机着陆时反推不能尽早打开,影响反推在飞机高速时高效发挥作用;反之,若判定飞机在地面的约束过于宽松,则会增加反推在空中意外打开的概率,影响安全。分析了几种现役民航飞机的反推“地面/空中”判定条件,认为飞机后轮刚刚触地(但不一定触发轮载信号)是一个较好的“地面/空中”判定条件,设计时应注意判定条件须保持一定的独立性：不能因某一判定信号故障,导致反推、减速板或刹车中任何两个同时不能工作;不能因减速板或刹车的工作状态导致反推力装置不能打开,同时注意判定条件会影响适航的验证方法。     

低雷诺数仿生分离流翼型气动特性初探

为了探索适合低雷诺数微型飞行器的翼型形式,基于对自然界鸟类和昆虫滑翔飞行时翅膀形状的观察,设计出一种由前缘削尖平板和后缘圆弧翼型组合而成的仿生分离流翼型。数值研究结果表明,气流在削尖平板的前缘点强制分离,形成大范围低压分离流动,随后在后部圆弧翼上表面再附形成稳定低压涡流区,从而实现较高的气动效率和较强的抵抗大气湍流的能力。上削尖平板可以使流动分离点固定在削尖点。相对于单独平板,仿生分离流翼型的升力系数有大幅提高,迎角为4°时提高了112%。此外,仿生分离流翼型可以在较宽的迎角范围内（4°~20°）保持高升力,但是迎角增加,阻力也快速增大,因此小迎角情况下（小于4°）气动效率更优。      

飞机吊舱热系统计算机仿真研究

建立了电子吊舱热系统仿真模型,并利用仿真软件对其进行动态仿真研究,得到了吊舱冷负荷及主要温度参数沿一定飞行包线的变化情况, 辅助完成了制冷系统的选型及校核检验工作,并为吊舱的结构参数优化提出了合理性建议.研究结果表明动态仿真研究为吊舱制冷系统的选型及设计提供了先进的计算分析工具.     

低高度空间高能质子通量分布计算

介绍了AP-8模式、CRRESPRO模式和PSB97模式,并用这3种模式分别计算低高度空间300—1100km范围内的高能质子通量分布,由IDL软件绘出通量等值线图．AP-8模式通量主要受银河宇宙线调制,即受太阳活动直接影响,与太阳活动高年相比,太阳活动低年的质子通量较大;CRRESPRO模式中,因活动期和平静期的数据采集时间前后相差很短,从而使同一高度上两种环境条件下的通量分布相似．模式之间的比较结果表明,AP-8模式通量较小,CRRESFRO模式通量较大,PSB97模式通量介于二者之间,并与实测通量接近．PSB97是为低高度(1000km以下)定制的模式,在低高度上优于AP-8模式和CRRESPRO模式,能较好地计算当前条件下的低高度高能质子通量．