一种主动悬架式火星车稳定裕度优化控制策略

针对火星车在非结构化环境下行驶存在的稳定性不足而导致倾覆的风险,提出针对一种六轮主动悬架式火星车的稳定裕度优化控制方法。首先,考虑了火星车悬架机构调整过程中车轮与接触地面滑移和侧倾等运动关系,建立和完善了六轮主动悬架式火星车行驶的运动学模型。然后,以火星车夹角调整机构角度为变量,推导火星车在非结构环境下的稳定裕度模型。之后,使用内点法求解火星车稳定裕度的最优解,并获得期望的夹角调整机构关节角度。在此基础上,对夹角调整机构的关节角度进行规划和控制,实现火星车悬架机构构型的调整,从而提高火星车在非结构化环境下行驶的稳定裕度。最后,对火星车稳定裕度优化控制策略的有效性进行仿真验证,结果表明,所提出的控制方法可有效提高火星车在非结构化环境下行驶的稳定裕度。     

处理机匣对高压压气机性能和稳定性影响的数值模拟和试验研究

本文主要采用数值模拟和试验验证的方法探索轴向斜槽处理机匣改善高压压气机尖部流动情况及扩大压气机稳定工作边界的基本原理。采用Numeca CFD软件对某多级高压压气机第一级叶尖间隙流场和具有轴向斜槽处理结构的流场进行非定常计算．并对计算结果进行对比、分析,详细揭示了叶栅顶部间隙区及处理槽内的流动特征。数值计算结果显示,轴向斜槽处理机匣能够衰减或是消除叶尖的泄漏涡,推迟失速的发生。处理机匣对压气机性能的影响并不是直接采用对泄漏涡的干涉,而是通过叶尖附近气流在高压作用下从压力面尾缘进入斜槽,而后气流在叶背前缘以高速由斜槽射入主流。该高速射流能有效地扫除叶尖易失速的附面层,从而延迟气流分离,扩大压气机的失速裕度并减少二次流损失。试验结果显示,该多级压气机采用轴向斜槽处理机匣有效地减少了尖部气流泄漏,扩大了压气机稳定工作范围。     

弹用S弯进气道气动性能试验

对一种弹用S弯进气道进行了试验,结果表明:①偏航角一定,攻角由负到正变化时,总压恢复系数先上升后变化不大,|DC₆₀|则先下降后小幅升高;②攻角一定,总压恢复系数和|DC₆₀|随偏航角的增加均呈先升高后降低的趋势;③大的攻角和偏航角组合状态下,总压恢复系数较低,|DC₆₀|偏大,但随偏航角进一步增大,进气道性能有所改善;④进/发匹配点处,进气道出口压力功率频谱较平坦且对姿态角和来流马赫数的变化均不敏感;⑤发动机小流量状态时,进气道模型发生了喘振,频率约为150 Hz.      

某高负荷前掠双级风扇设计与掠形机理研究

介绍了某高负荷双级前掠风扇的设计方法和设计结果.为改善风扇性能, 采用了转子叶尖和静子叶根适度前掠的设计方法.在此设计基础上对前掠和后掠两个单级的三维数值解进行对比研究, 认为前掠、后掠所得风扇效率的差别很小, 转子通道在三维相对运动中不存在旋向相反的流动形态;前掠明显提高失速裕度的主要原因是转子通道激波曲面按其自身结构的需要而展向发展, 它的展向构形和流向平衡位置不完全随叶片前缘形状改变, 因此前掠增大了激波与前缘的相对距离.      

涡轮轮毂封严冷气对主流影响实验研究

本文针对不同冷气量和不同冷气喷入角组合工况下涡轮轮毂封严冷气对主流影响进行了实验研究,在一列低速涡轮平面叶栅上对不同工况下的叶栅出口流场、通道流场进行了测试。实验结果表明:在1.0%～1.8%冷气量下,1.0%冷气量沿45°喷入对主流影响最小,涡轮叶栅气动性能最优。     

变工况下非轴对称端壁环形叶栅流场特性实验

通过风洞实验对三角函数非轴对称端壁造型法和压差非轴对称端壁造型法设计的环形叶栅在设计工况和非设计工况下的流场参数进行了测量与分析.结果表明:不同进出口条件时,非轴对称端壁造型对于流场参数影响呈现出一些新特点.由于压力面与吸力面上压力改变的幅度大小会因为来流条件的变化而不同,当地总压损失系数会随着出口马赫数的降低而减小,二次流速度矢量分布规律不会随着出口马赫数的变化而不同,但二次流速度大小及通道涡系强度会随着出口马赫数的降低而减小.      

弹体接头对全弹结构动力特性影响研究

在对导弹结构的固有动力特性和响应分析中,我们会发现,轴向分布的接头对于全弹的刚度和阻尼特性都带来明显的扰动,对固有频率的影响最大甚至可达25%左右.所以我们必须对导弹弹体接头的动力特性及它对全弹动力特性的影响做深入研究,从而有效地确定全弹动力特性和数学模型,可靠地控制全弹的结构动力响应特性 [1].     

某涡轴发动机整机逼喘试验研究

根据某型涡轴发动机研制的需要,在整机试验台进行了逼喘试验方法的探索,本文详述了发动机逼喘、试验方法设计、试验装置及试验过程,最后对试验结果进行了分析,研究结果表明利用该发动机上的飞机引气口接入高压气源的方法能够成功地进行该型发动机的整机逼喘试验,从而能够真实获得压气机装在整机上工作时的喘振边界线.      

带扩压叶片的蜗壳流场计算与分析

利用CFD技术,分析了某氧化剂泵蜗壳的截面形状、截面面积变化规律,以及扩压叶片和隔舌相对位置对水力损失的影响。流场计算结果表明,选取合适的截面面积变化规律可以使水力损失显著减小,提高水力性能;扩压叶片与隔舌相对位置对扩散段流场的分布有影响,适当调整可以减小水力损失。     

航空发动机液压管路静压力损失分析及试验验证

液压机械装置(HMU)燃油管路的设计是否合理将直接影响到油液静压力的传递损失和各液压元件的工作特性.为了研究燃油管路内部流动损失机理,验证相关计算方法的置信度,针对典型管路静压力损失,采用锐边节流公式和短管节流公式进行了理论计算,并进行了CFD仿真分析,对计算结果进行了试验验证.计算与试验结果对比分析表明:液流的静压力损失主要出现在进口环腔与管路的交界处,管路下游液流的静压力与出口环腔内一致;锐边节流公式的计算结果相对偏大,而短管节流公式的计算结果更接近于试验值.