基于滚动时域优化的旋转弹解耦控制器设计

旋转弹在飞行过程中会受到外界干扰和不确定性的影响,并且存在气动交联、惯性交联和控制交联,为了实现稳定飞行,有必要进行解耦控制器设计。提出了一种基于滚动时域优化（RHO）的解耦控制方法。将旋转弹和舵机系统的动力学模型用状态空间形式描述,基于旋转弹、指令滤波器、积分跟踪误差的状态方程得到一个增广状态方程。采用基于指令滤波器的滚动时域优化方法进行控制量解算,根据系统输出与指令信号之间的差值实时调节控制器增益,实现旋转弹解耦控制。从加速度控制仿真结果可以看出,所设计的控制系统基本不受转速、建模误差和外界干扰的影响,具有较高的鲁棒性。      

风力机翼型动态失速的POD模型降阶方法

利用本征正交分解(Proper orthogonal decomposition,POD)原理设计了一种针对风力机翼型动态失速的时变过程的辨识方法。首先对周期俯仰运动的风力机翼型流场的动态失速过程进行数值模拟,然后用上述方法进行了有效的辨识并从中提取了关于动态失速过程的主要模态信息。在给定的误差阈值下,分别针对浅失速和深失速的情况,将该降阶模型的辨识结果与数值计算原始结果进行了对比并对误差进行了相应的分析。结果表明,该降阶模型方法能够以明显降低的计算量精确辨识翼型的浅失速情况;对深失速的辨识会由于湍流模型的精度影响有所降低。     

某压气机试验件中1/2阶副谐波振动分析

本文首先概述了某压气机试验中观察到的1／2阶副谐波振动现象,然后根据旋转机械振动的研究结果,并结合该压气机试验件的具体结构,分析了该试验件可能产生1／2阶副谐波振动的主要原因,最后给出了排振措施。     

独立桨叶高阶谐波变距对旋翼垂向载荷的影响分析

为了研究桨叶高阶谐波变距对桨毂垂向载荷的影响,建立了基于独立桨叶控制技术的桨毂垂向载荷模型。假设桨叶刚体挥舞,采用Leishman-Beddoes（L-B）非定常气动力模型和Glauert入流模型计算旋翼气动力,求解桨叶挥舞动力学方程,计算桨毂垂向载荷。分析桨叶施加2Ω,3Ω阶变距谐波后桨毂垂向载荷的变化,总结高阶变距谐波幅值、相位对桨毂垂向振动载荷的影响规律。结果表明独立桨叶控制能有效降低直升机桨毂垂向振动载荷。     

旋转爆轰发动机的研究进展

理论上爆轰熵增较小,旋转爆轰发动机比常规的爆燃发动机具有更高的热效率和比冲。文中对旋转爆轰发动机的燃烧室结构、爆轰方式、推进性能、热测量和不稳定性等方面进行了研究。结果表明该发动机的实验和数值模拟研究在国内外已经大量开展,但实验数据不够全面,测量手段有限;而爆轰波自身特性给发动机可靠性设计提出苛刻要求,因此旋转爆轰发动机的应用还有待进一步研究和发展。最后,文中总结了旋转爆轰发动机面临的挑战,并指出该发动机在火焰稳定器和磁流体动力发电方面有一定的应用前景。     

基于Euler方程解摄动的超声速旋转导数计算方法

基于笛卡尔网格和采用Euler方程基本流场解,通过Riemann不变量摄动,对旋转扰动引起的物面法向速度构建摄动关系,发展了一种超声速旋转导数快速计算方法。文中给出了具体的推导过程,可以看出由此得到的超声速旋转导数,仅与定常欧拉解基本流相关。因此,一旦CFD计算得到定常欧拉解,就可一次性地快速计算出感兴趣的超声速旋转导数。为了验证该计算方法,本文选用国际动导数标准模型Basic Finner算例进行了计算,计算结果与试验数据、文献数据具有很好的一致性,展示出本文方法计算耗时少、精度高、工程实用性强等优点,且该算法基于笛卡尔网格,特别适合复杂气动外形飞行器超声速旋转导数的快速计算。     

螺旋桨滑流与平尾深失速效应耦合影响试验研究

本文采用螺旋桨飞机动力模拟风洞试验技术,研究常规布局涡桨飞机的螺旋桨滑流在大迎角条件下对飞机纵向气动特性的影响规律。中航气动院FL-9风洞中通过伺服电机驱动螺旋桨转动进行螺旋桨动力模拟风洞试验,试验迎角范围0°~50°,试验风速范围为30~50m/s。为了获得大迎角试验数据,常规迎角试验采用常规单支杆进行试验,大迎角试验采用带预弯的支杆进行试验。利用螺旋桨滑流风洞试验研究在大迎角时平尾深失速效应与滑流的耦合影响规律。研究结果表明,螺旋桨滑流会使得试验模型升力和阻力增加,纵向静稳定性降低,并且在大迎角条件下依然满足这些规律。此外,在较大迎角时平尾进入滑流与机翼洗流的耦合影响区域后,滑流会使得平尾失速效应加剧并且平尾更难从失速状态中改出,即受平尾深失速影响的迎角范围会更大且平尾深失速效应加剧。     

利用自然低温的旋转叶片结冰风洞试验系统设计

为开展风力机旋转叶片结冰风洞试验研究,设计了一种利用寒冷地区自然低温环境的具有可变截面试验段的结冰风洞试验系统。该系统在原有常规结冰风洞的基础上改进了试验段,设置了喷雾区与非喷雾区,风力机叶片实验台可设置在非喷雾区内,而旋转叶片在转至喷雾区时进行结冰测试。为测试该系统的各项参数以及研究系统的可行性,对该试验系统的3个主要环境变量:试验段速度分布、温度分布和液态水含量分布进行了测试和标定。在此基础上,进行了绕轴旋转圆柱和叶片段的结冰试验,对2个系统下的无因次结冰面积及结冰形状进行了对比分析。结果显示该系统各项参数稳定,利用2个系统得到的结冰形状相似度高,结冰面积一致性较好,表明该系统可用于进行旋转机械结冰风洞试验研究。     

旋翼翼型动态失速等离子体流动控制试验研究

翼型动态失速是指机翼或叶片的当地迎角呈现周期或急剧变化时绕流附面层大范围分离带来的一种强烈的非线性、非定常流动现象。动态失速涡脱离翼型后缘流向下游时,会引发升力急剧下降、阻力迅速增大的失速和颤振问题。基于旋翼翼型两自由度动态试验装置和高频高速振荡试验装置,以典型旋翼翼型为研究对象,利用纳秒脉冲激励电源和介质阻挡放电等离子体激励器,在FL-11风洞和FL-20风洞开展了翼型动态失速等离子体流动控制试验研究,试验最高雷诺数突破1.7×10⁶,模型最高振荡频率突破10 Hz。试验结果表明,等离子体气动激励能够有效控制翼型动态失速,改善平均气动力,减小俯仰力矩负峰值,减小气动力/力矩随迎角变化的迟滞区域。     

旋转半受限单孔冲击局部换热特性实验

利用热膜法测量局部换热系数Nu,对旋转条件下半受限冲击射流的换热特性开展了实验研究.通过改变冲击雷诺数Re(20 00035 000)和旋转数Ro(00.003 441)等参数,讨论了旋转状态对半受限单孔冲击换热特性的影响.实验结果表明:旋转显著影响了冲击靶面的局部换热系数分布规律.在实验工况范围内,靶面局部(平均)Nu数均是先随着旋转数Ro的增加而增强,后又随着旋转数Ro的增加而减小.实验中还观察到同静止情况相似,旋转条件下半受限冲击射流的冷却效果也是随着冲击Re的增加而不断提高.