基于等效时间的混合储能系统高功率密度优化配置

越来越多的电力电子装置应用到多电飞机（MEA）电力系统中,导致MEA用电负荷功率呈现脉动特性,采用混合储能系统（HESS）平抑负荷功率脉动。为减少HESS重量,提出了一种高功率密度的优化配置方法。为建立负荷功率与储能介质之间的关系,提出了等效时间（ET）的概念,比较两者的ET常数作为储能系统类型选取的依据。进一步提出空间矢量法,采用能量型储能介质矢量和功率型储能介质矢量合成负荷功率,确定最优单体和截止频率,实现了HESS高功率密度配置。同时,从能量约束和功率约束两个方面进行HESS的容量的计算。最后,通过算例配置和仿真分析验证了本文所提方法的可行性和正确性。     

缩比发动机喷嘴热喷流噪声试验

为深入了解涡扇发动机喷流噪声特性,验证喷流噪声降噪方法,建立发动机喷流噪声数据库,在法国国家航天航空研究中心的CEPRA19声学风洞开展了缩比发动机喷嘴热喷流噪声试验测试工作。针对发动机热喷流模拟系统,设计加工了面积比（外涵喷嘴面积与内涵喷嘴面积之比）为5和7的两种喷嘴构型试验模型。通过减小高温区域单个零件长度尺寸和零件壁厚的方法,降低热膨胀对模型尺寸的影响。在声学风洞中完成了不同工况条件下两种面积比圆形喷嘴和锯齿形喷嘴的远场噪声特性测试。通过对远场测量噪声频谱进行分析,发现随着来流速度的增大喷流噪声会减小,采用锯齿形喷嘴设计在中低频喷流噪声水平降低,在高频噪声水平有所增加。     

基于迭代算法的复杂曲面零件三坐标测量快速精确定位方法

针对复杂曲面零件在三坐标测量过程中存在着定位难、定位精度低的问题,基于改进的迭代最近点算法,提出了考虑半径补偿的预定位与精定位的多级定位算法;并通过建立定位点几何误差与叶片定位精度的数学关系模型,结合贪婪算法与六点原则,给出了近优的定位点序列生成方法。结合定位算法与定位点序列,给出了复杂曲面零件定位迭代流程,并开发了三坐标测量定位系统。以涡轮叶片为例,通过的定位仿真和定位实验,结果表明:该系统只需测量12～18个点即可使得叶片定位误差在0.1mm以内,证明该系统能有效的提高复杂曲面零件的定位精度和效率。      

融合柔性基础传递函数的转子系统建模方法及验证

航空发动机、火箭涡轮泵等现代高端涡轮机械对性能有着极致的需求,其轻柔化的支承结构导致转子与柔性基础振动耦合特性明显,必须将其柔性支承结构纳入整体动力学分析之中。然而,柔性基础的高精度建模过程需要耗费大量时间,同时简化的基础模型也难以表达其真实的动力学特性。为此,提出了融合柔性基础传递函数的转子系统动力学建模仿真方法：将实测得到的柔性基础传递函数通过状态子空间法拟合获得低维时域和频域表征的数学模型,通过支承力模型将柔性基础模型耦合到转子有限元模型之中,最终形成基于实物传递函数的混合转子动力学模型。同时,提出了柔性基础从稳态到瞬态的模型转换策略,并采用线性-非线性节点（显-隐）分离的快速瞬态数值积分方法进行求解。基于所提模型和计算方法,开展了柔性基础-转子系统的稳态、瞬态动力学数值仿真,以及稳定转速扫频激励和降速不平衡激励的振动测试试验,结果表明：实测的柔性基础振动特性,能够有效地体现在整机动力学分析之中,且考虑柔性基础特性的转子动力学模型所预测的瞬态动力学响应与试验结果更为吻合。所提方法为含复杂柔性基础的转子系统提供了行之有效的整机建模及瞬态仿真方法。     

混合动力推进系统与飞机数字化设计现状与展望

本文总结了国内外针对混合动力推进系统及飞机发展专门开发的数字化设计工具,归纳了其相应设计方法及特点。综合来看,为了满足混合动力飞机的设计需求,集成高精度电系统和热能管理系统模型,建立针对性的性能评估体系、飞机与发动机设计的数据耦合交互、研究设计与安全性分析相统一的建模方法、基于人工智能方法提高优化设计管理能力是目前面向其特点的关键发展方向,并为其后续的实验验证、适航条例制定等工程应用提供重要的技术支撑和设计依据。     

一种高光谱图像的双压缩感知模型

高光谱图像因其海量数据性,给存储、传输及后续分析处理带来了挑战。压缩感知理论提供了一种全新的信号采集框架。针对高光谱数据的三维特性,提出一种双压缩感知的采样与重构模型。该模型在采样阶段兼顾高光谱数据的空间和谱间稀疏特性,构造了能同时实现空间和谱间压缩采样的感知矩阵;重构阶段不同于传统的压缩感知重构方法直接重构高光谱数据,而是将高光谱数据分离成端元和丰度分别进行重构,然后利用重构的端元和丰度信息合成高光谱数据。实验结果表明,所提双压缩感知在低采样率下重构精度较三维压缩采样提高了10 dB以上,更为显著的是运算速度提升了3个数量级,同时该方法还便于获得端元和丰度信息。     

波瓣数对波瓣S型混合二元喷管气动热力性能影响

依据某型涡扇发动机波瓣S型混合二元喷管,保持波瓣混合器长度、内扩张角、外扩张角以及宽高比不变,依次取波瓣混合器波瓣数为12,14,16,18,20,建立了一组具有不同波瓣数的波瓣S型混合二元喷管模型.采用经过验证的CFD方法,研究了波瓣数对波瓣S型混合二元喷管气动热力性能的影响规律.结果表明:在波瓣尾缘截面至第1个S弯截面区域,波瓣数对流体混合程度产生很大影响,并且热混合效率近乎随波瓣数增加而增加.在第1个S弯截面至波瓣S型混合二元喷管出口截面区域,波瓣数为16的波瓣S型混合二元喷管模型的总压恢复系数始终最低,其余模型的总压恢复系数以及热混合效率没有明显差别.在波瓣S型混合二元喷管出口截面上,波瓣数为16的波瓣S型混合二元喷管模型的热混合效率最高,达到0.850,然而其总压恢复系数相对于该截面上最高值下降了0.289%.此外,波瓣S型混合二元喷管的渐缩型流道能够提高流向涡强迫混合效果,但同时也加速流向涡的耗散速率.      

基于机动力模型的GEO卫星恢复期间定轨

北斗卫星导航系统(BDS)中GEO卫星频繁的轨道机动对高精度、实时不间断的导 航服务需求提出了更高要求, 如何在短弧跟踪条件下提高GEO卫星轨道快速 恢复能力, 是提升导航系统服务精度的关键因素. 针对该问题, 本文提出了基 于机动力模型的动力学定轨方法, 尝试利用高精度的C波段转发式测距数据, 辅 以机动期间的遥测遥控信息建立机动力模型, 联合轨控前后的观测数据进行动 力学长弧定轨. 利用BDS中GEO卫星实测数据进行了定轨试验与分析, 结果表明, 恢复期间需要采用解算机动推力的定轨方法, 联合机动前、机动期间和机 动后4h数据定轨的轨道位置精度在20m量级, 径向精度优于2.5m. 该方 法克服了短弧跟踪条件下动力学法定轨和单点定位中的诸多问题, 提供了解决 GEO卫星机动后轨道快速恢复问题的技术方法.      

基于动力学递推算法的绳系卫星系统刚柔耦合多体模型

利用动力学递推算法建立了空间绳系卫星系统(TSS)的铰接柔性杆动力学模型.所研究的绳系系统包含两颗刚体绳端卫星和一段连接两颗卫星的柔绳,柔绳离散为一系列球铰连接的弹性杆,考虑杆不均匀的纵向一维形变,并利用球铰的运动模拟柔绳的弯曲和扭转;然后基于递推算法推导得出了该刚柔混合离散模型的动力学方程.数值仿真结果表明:所建立的绳系卫星系统模型能够很好地模拟空间系绳的各向摆振和扭转,此外,递推算法的引入能够有效地减少离散模型动力学方程的维数,从而大幅减少计算量.      

超声速尾迹-剪切流的混合增强

超声速条件下燃料和空气之间的高效混合是超然冲压发动机技术上的主要挑战。基于大涡模拟和流动稳定性分析,针对超声速尾迹-剪切流动开展了混合增强方法研究。尾迹的存在改变了混合层流动的速度剖面,对流动稳定性产生了重要影响,使混合层由三维最不稳定变为二维最不稳定,最不稳定扰动波频率和增长率增大。基于流动稳定性结果引入扰动的混合增强方式依然有效,根据稳定性结果设计了波纹隔板。数值结果表明：二维波纹壁引入的扰动未能增长,不具备混合强化效果,而三维波纹壁引入的扰动能够快速增长,具有混合强化效果,且波纹壁参数越接近最不稳定扰动波参数,混合强化效果越明显。