基于模型补偿的风力机变桨距线性自抗扰控制器设计

设计了一种变桨距线性自抗扰控制器,估计和补偿了系统未建模部分和外界干扰,实现额定风速以上时系统输出功率稳定于额定值;并采用模型补偿方法对自抗扰控制器进行优化,减少了参数整定的数目,提高了系统控制精度。对额定功率为300 kW的风电机组分别在阶跃风、阵风以及湍流风作用下进行系统仿真。结果表明,该方法可以快速调节风速变化引起的输出波动,使得系统输出稳定且超调量小,具有很好的稳定性和鲁棒性。     

仿生减阻翼型的气动性能

利用一种基于滑移边界理论的仿生肋条结构的模化方法,对仿生减阻翼型的气动性能开展了数值模拟研究。结果显示:肋条结构同时布置在翼型压力面和吸力面湍流区域时,仿生减阻翼型的阻力可降低1.73%~3.07%,升阻比可提高2.10%~4.08%,其中黏性阻力的减小是总阻力下降的主要原因。对流场分析表明,仿生减阻翼型的速度曲线出现一定抬升,使得湍流边界层中的黏性子层增厚,进而导致了仿生减阻翼型气动性能的提升。      

轴向间距对压气机通道堵塞及总性能的影响

为了研究转静子叶片排之间的轴向间距对压气机内部流动堵塞及气动性能的影响,选取某单级轴流压气机为研究对象,采用多通道非定常数值计算方法对其5种不同轴向间距下的内部流场进行了全三维数值模拟。结果表明:在每一种轴向间距下,当压气机节流至某一工况之后,压气机通道内的流动堵塞区主要集中在转子叶顶间隙区域和动叶吸力面尾缘附近以及静叶吸力面轮毂角区内;在同一流量下,随着轴向间距的减小,转子叶根吸力面尾缘处的流动堵塞区有所扩大,但转子叶顶间隙区域及静叶吸力面轮毂角区内的流动堵塞区体积却不断减小,压气机通道内回流区的总体积也随之减小,其结果是压气机的静压升能力和流动稳定性增强且效率增大。通过进一步研究发现:在同一流量下,当轴向间距减小时,转子叶顶间隙区域内的主流轴向动量增大且泄漏流的轴向动量减小,其结果是转子叶顶间隙区域内流动堵塞区的体积减小。     

基于三维模型的偏心鼓筒气动特性分析

为了获取篦齿封严鼓筒齿腔内的压力分布,掌握鼓筒气动特性情况,建立了带封严篦齿鼓筒的三维流场通道模型,计算转静子同心和不同偏心量条件下鼓筒表面静压,分析气动载荷作用下鼓筒的力学特性.仿真结果表明:偏心量的变化使表面静压出现复杂变化,周向静压幅值变动明显,最大偏心量下的静压幅值比无偏心时增长3倍;偏心引起的周向静压波动使鼓筒应力幅值最大浮动3%左右.      

基于级联耦合的大功率测量技术研究

讨论了采用级联耦合测量技术的大功率测量系统,指出大功率测量条件下引起测量不确定度的因素,搭建了基于该技术的大功率校准系统,减小了系统测量不确定度,实现了功率放大器的高精度校准和测量。     

高超声速条件下星光传输模拟方法与仿真

以高超声速飞行器为研究对象,建立了高速流场下的星光传输模拟仿真方法,定性、定量地研究平台气动光学效应对星光导航的影响。采用基于k-ω/SST两方程湍流模型的雷诺平均法计算星敏感器安装在飞行器不同位置处（头部、中部和尾部）的外流场密度分布,进而得到流场的空间折射率分布。在此基础上,利用几何光学法计算星光由高速层流流场引起的光程差、点扩散函数、像偏移等光学传输效应,得出经过层流流场的星光降晰图。同时运用统计光学理论计算高速湍流流场引起的星光出瞳面的波像差、密度均方差、相位均方差、Strehl比等光学传输效应,得出经过湍流流场的星光降晰图。仿真结果与理论分析吻合,从而为研究星光在高超声速流场中传输的机理提供了可靠的技术手段。     

充气式返回舱气动热特性研究

文章针对航天器返回实时性和经济性的需求,以充气式返回舱为研究对象,研究该飞行器从空间站返回过程中的气动特性,重点分析气动热特性。文章通过引入分子运动论、Kemp-Riddell方法、Linear桥函数等计算方法,建立起该飞行器在自由分子流区、过渡流区和连续流区高超声速情况下的表面热平衡方程,得出了该飞行器返回过程中的驻点热流密度和驻点壁面温度。计算分析了该飞行器最大直径D1和半锥角α等几何尺寸对其气动热特性的影响,得到在一定范围内增大D1和α可以有效减小驻点热流密度和驻点壁面温度,并研究在峰值加热高度附近70km、80km处不同马赫数下的气动热特性。在此基础上,依据热防护系统材料和布局,将气动加热计算的表面热流分布作为外壁边界条件,分析了结构材料层的温度变化特性。     

改善返回舱气动稳定特性数值计算研究

和第一宇宙速度载人再入飞行相比,以第二宇宙速度载人再入飞行对返回器的升阻比要求较高。文章给出了一种升阻比能够满足第二宇宙速度再入需求的返回器基本外形,分析了基本外形的气动性能以及质心位置对气动稳定特性的影响,结果表明基本外形在高超声速和亚声速下均存在第二静稳定配平点的问题。为了改善基本外形的气动稳定特性,文章提出了多种改进外形设计,包括增加稳定耳片、改变尾部外形设计等。通过数值模拟对这些改进外形的气动稳定性进行了分析,结果表明这些改进设计对于改善返回器的单点稳定特性是有效的。通过对流场特性的详细分析,对改进气动设计改善返回器稳定特性的机理进行了揭示和阐释。     

基于工业机器人的飞机柔性装配技术

研究了基于工业机器人的飞机柔性装配技术,着重讨论了机器人精度补偿、末端执行器设计、法线检测与找正、系统控制、离线编程等关键技术。通过在小翼部件加工中的应用,达到了孔位精度±0.5mm、法向精度±0.5°等关键技术指标。结果表明,对于特定应用对象采用机器人技术进行飞机部件自动装配为一个理想、低成本的解决方案,随着当今工业机器人性能不断增强,配以末端执行器和相关的补偿系统,在航空工业作为装配平台是可行的。     

串联布局飞行器级间冷分离气动特性研究

针对串联布局飞行器级间采用冷分离模式时的气动问题进行了风洞试验,研究典型亚声速、超声速下级间夹角为零时,两级气动特性随级间距离以及迎角的变化规律。结果表明,在所研究的级间距离范围内,两级相互干扰未被隔绝,两级的轴向力系数变化规律与马赫数、级间距离和迎角有关;二级法向力系数犆犖基本不受级间距离影响,而在迎角较大的情况下一级犆犖会随级间距离的增大而增大。