微机械陀螺正交耦合误差静电力抑制的有限元仿真研究

微机械陀螺的正交耦合误差是敏感结构振动模态间的刚度耦合引起的检测模态输出偏量,是影响陀螺性能的关键误差源之一。静电力抑制是一种采用静电力调节驱动模态的主轴偏量,使用直流电压进行正交耦合误差抑制的方法,该方法具有片上实时抑制能力,能够有效抑制正交耦合误差。从静电力抑制正交耦合误差的基本原理出发,运用有限元仿真,对硅基音叉陀螺正交耦合误差的静电力抑制进行了仿真分析,并通过实物测试数据进行了验证。     

以柴油为燃料的燃烧室燃烧效率实验及分析

地面动力常常需要改进利用航空燃气轮机技术,为了研究燃气轮机燃烧室在低工况下使用柴油燃料的燃烧效率问题,采用燃气分析试验方法,对燃气轮机燃烧室在不同进口总温、空气流量和油气比等工况下的燃烧效率进行了研究。结果表明:油气比较低时,燃烧区温度低,燃烧不完全导致燃烧效率急剧下降,随着燃烧室油气比的增加,燃烧效率逐渐接近100%;进口空气流量以及进口总温的增加会提高空气雾化喷嘴的雾化能力以及燃烧温度,燃烧更加充分完全,燃烧效率由96%左右提高至99%以上;总结归纳得到了适用于柴油燃料的燃烧效率预估经验关系式。     

利用W型槽提高气膜冷却效率机理

为了探讨圆柱孔出口开有W型槽结构的气膜冷却机理,数值模拟研究了W型槽与横向槽下游流场、温度场及气膜冷却效率。分析了W型槽深度对气膜冷却效率的影响。结果表明:相比于横向槽,W型槽结构展向平均气膜冷却效率提高70%～130%。随着W型槽深度增加,气膜孔出口下游的对漩涡减弱,两侧的附加漩涡增强,最终形成一对反向对漩涡。小吹风比0.5时,三种W型槽深结构的展向平均气膜冷却效率差别小于8%;大吹风比1.5时,槽深0.5D(D为气膜孔孔径)结构展向平均气膜冷却效率高于槽深0.25D结构的展向平均气膜冷却效率75%～150%。槽深0.5D和0.75D结构的展向平均气膜冷却效率基本相同,差别小于3%。     

慢车燃油分级对高温升燃烧室燃烧效率的影响

在双级旋流多点喷射直接混合(TAMDIM)高温升燃烧室单头部试验件上进行了燃烧效率试验,对比了两种不同主副级喉道间距尺寸下的慢车主、副分级供油方案及副油路单独供油方案的燃烧效率,分析了不同主、副级当量比(副油路供油比例分别为40%,56%,65%,100%)及喉道间距对燃烧效率的影响.试验表明:主副级采用分级供油策略时,喉道间距对燃烧效率有显著影响,喉道间距设计为19.3mm,副油路供油比例控制在40%~56%,可以获得比单独副油路供油更好的燃烧效率.在扇形试验件上进行了试验验证,进一步验证了慢车分级供油策略在TAMDIM高温升燃烧室上的可行性.      

凹腔/支板结构亚燃冲压燃烧室性能

为了避免基于凹腔火焰稳定器的亚燃冲压燃烧室壁面喷注时燃料与主流空气掺混非均匀性问题和提高燃烧室的性能,提出在亚燃冲压燃烧室中使用支板喷注代替壁面喷注的方案,数值模拟了凹腔/支板结构亚燃冲压燃烧室中燃料分布及流场结构,并分析了支板结构对燃料空气混合及燃烧室性能的影响。研究表明:支板虽然使燃烧室出口的总压恢复系数相对于壁面喷注方式下的降低了63%,但能使燃料均匀分布于整个流道内,增强了燃料与空气掺混,使燃烧室出口的混合效率和燃烧效率分别提高了21.4%和20.5%。燃烧效率的提高弥补了采用支板导致的燃烧室内气流的额外总压损失所带来的机械能损失,使得支板喷注时燃烧室出口的比冲提高了39.6%。因此,在亚燃冲压燃烧室中设置凹腔/支板结构,有利于提高燃烧室整体性能。      

飞秒激光能量密度对镍基合金重铸层和加工效率的影响

以航空发动机叶片制孔为导向,结合飞秒激光对单晶镍基高温合金材料的非热熔性损伤阈值(Φth1)和热熔性损伤阈值(Φth2)特征,研究了飞秒激光能量密度(0Φ44.2J/cm2)对制孔重铸层和加工效率的影响规律。研究结果表明:在Φth1ΦΦth2时,镍基合金经飞秒激光加工后加工侧壁没有出现明显的重铸物;在ΦΦth2时,加工侧壁开始出现重铸物,并随着能量密度的增加,重铸层厚度增大。在试验结果的基础上,建立了飞秒激光单脉冲加工深度与能量密度的定量关系。能量密度越高,飞秒激光单脉冲加工深度越大,加工效率越高。     

大型复合材料构件连接装配二次损伤及抑制策略

在分析复合材料构件成型和制孔过程中产生缺陷的基础上,从构件成型质量、连接孔加工质量和连接孔配合质量3个方面研究了影响装配应力分布的主要因素及其影响规律。研究发现,装配间隙为1.0mm时,连接区最大应力可达537MPa;垂直度误差为1°时,连接区最大应力超过300MPa;连接孔同轴度误差为0.03mm时,连接区最大应力可达443MPa。装配应力过大引起材料内部成型缺陷和制孔损伤的进一步扩展,形成二次损伤,严重影响装配质量。通过合理设计结构和铺层、优化成型工艺和制孔参数,可以减少初始损伤;采用自动化装配技术、优化工装结构、合理安排装配工序和应用填隙补偿工艺降低装配应力,进而有效抑制二次损伤的诱发与扩展,为实现大型复合材料承力构件的高质量精准连接装配提供理论方法和技术支持。     

基于混合控制集预测控制的永磁同步电机电流脉动抑制方法

模型预测控制(MPC)技术近年来在高动态性能电机驱动系统中应用广泛。为了克服传统MPC技术中有限控制集(FCS)造成的稳态电流脉动问题,提出了一种基于混合控制集(MCS)预测控制的永磁同步电机(PMSM)电流脉动抑制方法。分析建立PMSM预测控制系统离散数学模型,并分析电压矢量精度与电流脉动之间的关联性;在此基础上,MCSMPC将电压源型逆变器有限的有效电压矢量数,扩展为多个以占空比形式存在的虚拟电压矢量,并基于上述虚拟电压矢量完成MPC优化问题在线求解;此外,考虑到MCSMPC系统的参数敏感性问题,对MCSMPC系统反馈噪声问题进行分析讨论。最后,搭建双15 kW PMSM对拖样机测试平台进行试验分析,分析内容包括MCS方法动态跟踪特性、电流脉动稳态效果。试验结果表明所提出的MCSMPC方法在保留了传统预测控制技术高动态响应的基础上,可有效降低PMSM稳态电流脉动幅度和运行噪声。     

北京首都机场畅通滑行时间研究

随着机场规模不断扩大和流量持续增长,准确把握拥挤态势成为运行管理中的难题。美国联邦航空局(FAA)和欧洲空管局(EUROCONTROL)采用畅通滑行时间(unimpeded taxi time)作为量化分析机场运行效能的标杆。国内笼统地规定了少数机场的平均滑行时间作为机场运行指标,但无法反映不同机场、不同停机位、不同起飞跑道造成的运行差异。因此可借鉴机场畅通滑行时间这个指标来考核机场效能,但是欧美机场的该指标数值并不完全适合国内机场,因此在欧美计算方法的基础上提出了改进的畅通滑行时间计算方法,并构建多元线性回归模型,运用北京首都机场实际运行数据进行检验,证明了该方法的可行性。     

冲击距与气膜孔方位角对旋流气膜冷却性能影响

为了获得冲击距Hi与气膜孔方位角α对旋流气膜冷却性能的影响规律,以六边形供气腔圆形气膜孔平板气膜冷却结构为研究对象,对五种冲击距参数(0.74D,1.14D,1.54D,1.94D,2.34D)(D为气膜孔直径)和五种气膜孔方位角参数(0°,10°,15°,20°,25°)进行了三维数值计算研究,得到了绝热壁面气膜冷却效率、展向平均气膜冷却效率、流场空间无量纲浓度分布等随冲击距与气膜孔方位角的变化规律,分析了肾形涡对旋流气膜冷却性能的影响机理。结果表明:冲击距对绝热壁面气膜冷却效率展向分布规律影响不大,而方位角增加能够明显提高绝热壁面气膜冷却效率及展向气膜覆盖面积,方位角0°模型展向气膜冷却效率最大值为0.42,方位角25°模型的最大值为0.48,相比前者增加14.3%;绝热壁面同一流向位置的展向平均气膜冷却效率随冲击距的增加而增大,随方位角的增加而增大,Hi=2.34D时的展向平均气膜冷却效率最佳,α=20°时的展向平均气膜冷却效率曲线最佳。方位角的增加能够明显破坏流场中存在的肾形涡结构。