四种布局形式下超声速飞行器进气道气动特性实验对比研究

通过风洞实验数据对比分析了4种布局形式下超声速飞行器进气道的速度特性、迎角特性和侧滑角特性,所研究的进气道布局形式包括轴对称进气道、下颔式进气道、双下侧二元进气道以及X型倒置二元进气道,且均为定几何混压式进气道。结果表明:(1)4种布局形式进气道性能随马赫数的变化趋势基本一致,唯有X型倒置二元进气道的流量系数在封口马赫数达到1后略有下降;(2)在实验范围内,下颔式进气道和双下侧二元进气道均具有良好的正迎角性能,其中以双下侧二元进气道正迎角性能最好,但是负迎角性能都较差,轴对称进气道和X型倒置二元进气道在6°迎角以内随迎角增加性能虽有减小,但总的来说下降不大,然而当迎角大于6°时,性能急剧降低;(3)在小侧滑角4°以内,轴对称进气道、下颔式进气道和X型倒置二元进气道性能均下降不大,而双下侧二元进气道则相对较差。     

电励磁双凸极电机起动全过程励磁控制策略

电励磁双凸极电机由于励磁电流可控制,用于起动工作时理论上能够调节励磁电流实现恒功率控制。但是由于双凸极电机的非线性特性导致其反电势为不规则方波形状,类似直流电机采用相电压反馈控制励磁电流实现恒功率控制困难较大。本文在双凸极电机恒转矩起动阶段,恒流控制励磁电流,根据起动机转速反馈实现控制模式的平稳切换;在恒功率阶段利用三相端电压整流值间接测量反电势来控制励磁电流,实现双凸极电机弱磁控制,保证恒功率阶段电机的出力最大。仿真和实验结果验证了该方法的有效性。     

75°/45°双三角翼旋涡特性的试验研究

采用七孔探针在低速风洞中对双三角翼截面和尾流进行流场测量,并进行翼表面测压试验,研究了75°/45°双三角翼在中等迎角到大迎角下的旋涡特性。试验表明,用七孔探针测量空间流场,结果准确可靠。75°/45°双三角翼的流态特点是,由于内翼涡对外翼涡的诱导作用,使外翼涡趋于稳定,在一定迎角下,两涡发生绕合与合并,随迎角增加,合并涡破裂点前移。     

双平行线阵中基于Euler变换传播算子的二维DOA估计算法

考虑双平行线阵中非圆信号二维波达方向 (Direction of arrival,DOA) 估计问题,提出了一种基于Euler变换传播算子（Propagator method,PM）的二维DOA 估计算法。该算法利用非圆信号的特性,扩展了接收数据矩阵,使得角度估计性能优于二维PM算法。同时采用Euler变换把非圆PM算法中的复数运算转换为实数运算,降低计算复杂度,角度估计性能逼近非圆PM算法。该算法可以实现二维角度的自动配对,与传统PM算法相比,可同时估计出更多的信源。该算法的优越性均可在文中得到验证。     

新型双旋流燃烧室热声振荡的实验研究

对一新型双旋流燃烧室开展了实验测量,研究了燃烧状态参数2种变化过程对火焰热声振荡特性的影响(过程1:保持甲烷体积流量不变,当量比从0.900逐步减小至0.725再逐步增大至0.925;过程2:保持当量比为0.850不变,逐步增大预混气的体积流量).结果表明:在该燃烧室中存在M型和V型2种火焰结构;在过程1中,随着当量比...     

基于RBF网络辨识的涡扇发动机双变量神经网络PID解耦控制

根据神经网络与PID算法相结合的思想, 针对涡扇发动机双变量控制中变量之间的耦合问题, 提出基于径向基函数神经网络(RBF)辨识的发动机双变量神经网络PID解耦控制, 并给出控制系统的控制结构及原理.仿真结果表明, 该方法控制精度高、跟踪性能强、鲁棒性良好, 能够有效地减小各回路之间的耦合影响, 并保证控制系统具有良好的稳态和动态性能, 适合航空发动机控制.      

双复合平行四杆机构的研究

对柔性铰链机构中导向部分所用的平行四杆机构、复合平行四杆机构、双复合平行四杆机构在静刚度、非线性度等方面进行了对比,着重对双复合平行四杆机构进行相关的参数分析和有限元计算。设计相关实验,验证了双复合平行四杆机构有很好的传动特性。     

双下侧布局二元超声速进气道掺混气动特性

针对一种冲压发动机用设计飞行马赫数范围为2.5～3.5的双下侧布局二元超声速进气道掺混气动特性开展了高速风洞实验和一体化数值仿真研究.研究结果表明:(1)在混和段内气流是通过两股气流的撞击以及横截面上二次流形成的旋涡不断掺混的,这也是混和段气流损失的主要原因.采用二元进气道的双下侧布局在整个混和段内气流除了在射流区内不均匀外,在1.5D截面至掺混段出口截面4.5D处慢慢趋向均匀.(2)掺混段出口截面与进气道出口截面总压恢复系数变化规律一致.随着来流马赫数和侧滑角的增大,掺混段出口截面总压恢复系数均是逐渐下降,而随着迎角的增大其总压恢复系数是提高的.(3)导流段损失和混和段损失均随着来流马赫数和侧滑角的增大而增大,整个掺混段损失增大.而随着迎角的增大,由于导流段损失逐渐下降,混和段损失变化不大,所以整个掺混段损失是降低的.(4)随着导流角的增加,进气道的总压恢复系数几乎未受影响,而掺混段的总压损失呈线性提高.研究范围内随着导流角的增大,气流导流段的总压损失几乎不变的,而由于径向速度分量增大,混和段损失增加,同时掺混出口截面承受反压能力降低.