叶顶凹槽间隙气膜冷却的传热数值研究

采用三维气热耦合数值模拟方法,分析了凹槽间隙底面受到泄漏流冲击的流动特性,对气膜冷却参数对凹槽间隙气膜冷却换热效果的影响进行了研究,探讨了吹风比、冷却孔位置、冷却孔角度对壁面换热的影响,并结合三维流固耦合计算,研究了叶顶气膜冷却方式对叶顶表面传热的影响。结果表明,冷却孔位于间隙流动冲击凹槽底面上游位置能有效降低壁面Nu数,获得较低的叶片表面平均温度,此时大吹风比效果更好;所选取的冷却方式使得E3高压涡轮第一级动叶的最大无量纲温度降低了0.156。     

飞机电静液作动器滑模 PID控制器设计

在多电飞机应用环境中,由于电静液作动器（Electro Hydrostatic Actuator,以下简称EHA）系统本身的强非线性与承载交变动载荷的不确定性,简单PID控制无法达到理想控制效果。提出了滑模 PID复合控制,电机电流环和转速环构成控制系统内环,以PI控制器实现电机调速;作动筒位置环为外环,以滑模控制提升系统的快速性和鲁棒性。建立了EHA数学模型,并设计了滑模控制器结构。仿真结果表明,滑模 PID复合控制方法能有效地消除超调和减小跟随误差,实现对EHA位置的精确控制。     

柔性铰链放大式超磁致伸缩致动器磁弹耦合模型

针对超磁致伸缩致动器(GMA)输出位移有限的问题,采用柔性铰链放大机构放大GMA输出位移,利用材料力学理论、拉格朗日动力学方程和有限元法对柔性铰链放大机构的位移放大倍数、动力学特性进行了分析.结合Jiles-Atherton(J-A)模型和二次畴转模型建立了柔性铰链放大式GMA的磁弹耦合模型,并在软件AMESim&Simulink联合仿真环境中进行了数值仿真.制作了柔性铰链放大式GMA样机,对其进行了动态性能实验,仿真和实验表明:经过放大,柔性铰链放大式GMA输出位移可以达到0.4mm;频带宽超过100Hz;所建立的磁弹耦合模型是有效的.      

基于眼动数据的网络搜索行为预测方法

预测用户的网络搜索行为对改进搜索引擎和提升用户体验十分重要.现有大多数方法是基于用户的交互数据,如查询、点击和鼠标移动等.提出一种基于眼动数据的用户网络搜索行为预测方法.通过眼动实验,采集用户在网络搜索任务时的眼睛运动数据,将这些数据转化成两种数据格式:直方图和序列.直方图数据描述用户注意力的分布情况,序列数据呈现用户的扫视路径.使用4种学习算法对用户决策或用户意图进行预测,同时研究两种数据格式的性能.结果显示,两种数据格式均适合于预测用户决策,而序列数据更适合于预测用户意图.该结果表明,利用眼动数据能够有效预测网络搜索行为.      

某支线飞机概念设计阶段机翼气动弹性设计

在飞机的总体方案概念设计阶段,需要对飞机机翼进行气动弹性设计,以避免在后期设计中,因气动弹性问题而对设计方案进行较大更改.以某支线飞机的总体方案论证为背景,研究并归纳该飞机概念设计阶段气动弹性设计与分析的理论基础和计算方法,建立机翼的梁架式模型,初步设计模型刚度与质量分布,并进行机翼的静气动弹性响应与载荷分析、振动特性及颤振特性分析.结果表明:该支线飞机机翼的气动弹性特性合理,符合设计要求.     

控制力矩陀螺磁悬浮转子的指数趋近积分滑模控制研究

针对微重力、动框架等多源扰动下磁悬浮控制力矩陀螺磁轴承转子系统的强非线性、参数摄动及未建模动态等问题,开展控制力矩陀螺的磁轴承转子鲁棒控制研究。建立了磁轴承转子轴向通道动力学模型与电磁力工作点线性化模型,分析了系统参数摄动及未建模动态,并在此基础上提出了一种非线性系统指数趋近积分滑模控制方法,设计了含有电流及位移的积分滑模平面,采用指数趋近律与饱和函数抑制抖振实现到达阶段滑模控制律。实验结果表明：采用该方法可有效抑制滑模的抖振现象,参数摄动时系统具有较佳动态性能,同时在转子转动、框架工作时保证系统良好鲁棒性。     

机载激光捷联惯导舰上动基座自对准试验研究

舰船停泊在港口或者在海上抛锚时,由于受到海浪的冲击而发生摇摆,这对从舰上起飞的飞机激光惯导对准提出了新的课题.本文利用基于惯性系重力加速度的粗对准算法获得了较高精度的初始姿态和航向,在此基础上利用卡尔曼滤波对姿态和航向残差进行估计和修正,实现了动基座条件下高精度对准.     

飞轮不平衡对卫星颤振影响分析

基于卫星飞轮的静动不平衡原理,对飞轮的静动不平衡进行了建模。根据建立的整星动力学模型进行了仿真分析。结果表明：飞轮的静不平衡对整星的扰动较动不平衡大2个量级,是主要的颤振激励源。     

旋流作用下突扩燃烧室内冷态流场的 PIV 分析

旋流作用下突扩燃烧室内流场特性的研究对保证燃烧室的正常工作具有重要的意义。利用PIV技术对燃烧室内冷态流场的结构进行了实验诊断与分析,获得了不同实验条件下燃烧室内的速度场、回流区分布和流场内涡的变化规律。研究表明,当入口空气压力变化时,燃烧室内冷态流场可以保持稳定结构,均包含角回流区、中心回流区及剪切层结构。沿燃烧室轴向方向,中心回流区的宽度先增大再减小。随着入口压力的提高,燃烧室内冷态流场的回流区宽度及回流区长度缩短,最大回流速度增大,回流区中心位置向入口移动。同时,在燃烧室冷态流场中会出现由旋流作用引发的涡旋进动现象。     

高动态环境下舰载子惯导系统分段对准方法

本文在分析惯导系统现有对准方法的基础上,对于拥有高度动态性能的广泛一类的受控运动体提出了一种顺序对准方法和算法,分析了所提出方法可达到的精度和为达到所指出精度所需要的时间。