倒置式磁流变抛光装置的设计与研究

针对大尺寸工件的抛光加工特点,设计了倒置式的磁流变抛光装置。详细阐述了符合磁流变抛光要求的磁场发生装置的设计原理,并对抛光区域磁场进行了理论分析、软件仿真和优化。     

塞式喷管底部气动特性及其对性能的影响

在内喷管倾角为10°,20°,30°,40°和底部二次流为0.0%,0.4%,1.0%,1.4%,2.0%,3.0%的工况下,实验测量了两单元瓦状塞式喷管的底部压强。结果表明在不同的外界反压作用下,底部具有开放、闭合和开闭过渡三种气动状态,底部的这种特性不随内喷管倾角和底部二次流的变化而变化。实验研究了80%,40%,30%和20%截短两单元直排塞式喷管的高度特性,数值模拟计算了实验喷管的性能和塞锥表面的压强分布,数值模拟结果与实验测量数据吻合较好。结合实验数据和数值模拟结果分析了塞锥截短和底部气动特性对塞式喷管性能的影响。      

大型运输机动力增升喷流效应数值模拟

参照C-17运输机发动机安装位置,考虑内、外涵道分开排气,建立了外吹式襟翼动力增升全机几何分析模型以及相应的巡航构型.采用结构化多块网格技术,基于雷诺平均Navier-Stokes方法,分别对全机增升构型和单独发动机动力喷流进行数值模拟验证,在此基础上对外吹式襟翼动力喷流效应展开研究.对于低速动力增升构型,发动机喷流大部分直接冲刷襟翼下表面而后向下偏转,部分高速气流经襟翼缝道引射并加速后吹向襟翼上表面,两部分气流在襟翼后缘汇合并向下游延伸,喷流冲刷襟翼时存在明显展向横流特征.在动力喷流影响下,不仅襟翼环量大幅增加,缝翼和主翼上的环量也均有所增加,全机可用升力系数和最大升力系数均突破了机械式增升装置的极限,达到4.0以上.同时,全机低头力矩大幅增加,为纵向配平带来额外的压力.对于相应的高速巡航构型,发动机喷流主要影响机翼下表面的压力分布,使得全机升力减小,阻力明显增大.动力增升构型在基本翼设计过程中应充分考虑喷流的影响.      

步进电机驱动的燃油计量装置建模与仿真

为了开发数控燃油计量装置独立仿真平台,利用AMESet建立了基于C代码的步进电机部件模型;对建立的步进电机模型进行仿真,获得了其转角随输入脉冲的关系。建立了由计量活门、等压差活门、增压活门等组成的燃油计量装置机械液压组件AMESim模型,将开发的步进电机模型与计量装置各液压组件模型联结,实现了步进电机驱动的数控燃油计量装置面向对象的建模。仿真结果表明：在正常工作范围内,仿真结果与设计参考偏差在5%以内,所开发的AMESim模型能满足该数控计量装置的稳态和动态特性的研究要求。     

数控燃油计量装置联合建模方法研究

为了研究步进电机驱动的数控燃油计量装置建模方法和其各部件特性,采用AMESim/Matlab联合建模的方法,对液压组件和步进电机分别用AMESim和Matlab/Simulink建立了各自的模型,完成了联合仿真接口设计,实现了模型间的数据共享。在输入计量装置的参数后,通过仿真计算获得了各工作点燃油流量,并与该装置的试验数据对比研究。结果表明,在工作范围内联合模型仿真的燃油流量与试验值误差在6%以内,联合模型稳态精度高并可反映装置的实际动态性能。采用该模型可以较好地控制燃油流量和获得较为准确的燃油计量装置工作特性,能够在发动机控制系统设计阶段,用于对燃油计量装置部件结构以及其控制性能的优化设计。     

基于FPGA 的步进电机细分控制研究

为了解决所选步进电机固有步距角过大而无法满足系统高精度微位移控制要求的问题,以细分控制原理为理论依据,设计了1种基于现场可编程门阵列（Field Programmable Gate Array , FPGA）的单极性细分驱动电路。该电路具有绕组断线检测功能,可在电机转速为2 rad/s的前提下实现16或者更高程度的细分控制。在电路的调试过程中,针对绕组互感问题进行了研究,在很大程度上降低了绕组互感对细分控制精度的影响。试验结果表明：所设计的基于FPGA的细分驱动电路控制精度满足使用要求。     

发动机吞水试验云雾特性数值模拟

吞水试验是测试飞机在雨天飞行时发动机性能的基本手段。喷水系统是吞水试验中构造水滴及水雾状态的关键部件,在保证液态水含量的同时还要满足液滴粒径和液滴分布的要求。通过CFD软件对喷雾系统进行数值模拟,得到各种因素对喷雾粒径的影响。发动机慢车状态时,水滴呈聚合趋势;最大状态时,水滴呈破碎趋势。提出一种喷水环形式的喷水系统,并对采用喷水环结构形式的喷水系统进行建模和数值计算,探讨其对外流场以及粒径变化产生影响。     

航空拖曳诱饵系统的动态特性研究

为准确预测航空拖曳诱饵系统能否干扰成功,建立了系统的物理数学模型并对其动态特性进行了仿真研究。应用集中质量法,将柔性拖曳缆绳离散为一系列由阻尼弹簧连接的节点,建立了缆绳的动态模型;对诱饵进行受力分析,建立了诱饵的六自由度模型;提出了缆绳与诱饵的耦合条件,使模型更加精确。分别对诱饵释放过程中,以及释放完成后载机机动时系统的动态特性进行了仿真研究,给出并分析了缆绳的形状、张力和诱饵的姿态角等参数的变化规律。结果表明：为避免出现“鱼钩”现象,应尽可能减小释放诱饵的初速度与载机空速的夹角;应按梯形速度释放诱饵,以使缆绳中拉力的最大值较小。释放完成后,应控制载机最大飞行速度,以避免缆绳进入载机的高温尾喷流区;载机作盘旋时,缆绳在载机的圆形轨迹之外,且载机飞行速率一定时,角速度越大,缆绳向外趋势越大,越有利于避开载机的尾喷流区。     

环喉型圆锥塞式喷管的水下流动分离特性

将塞式喷管概念扩展到水下固体火箭发动机应用领域,为了研究高背压环境下塞式喷管的水下流动分离特性,建立水下塞式喷管流动分析模型,并采用流体体积法(VOF)两相流模型对设计马赫数2.0的环喉型圆锥塞式喷管水下工作时的过膨胀流场进行了气/水耦合数值模拟,计算考虑了气体的压缩性和粘性。计算结果显示:圆锥塞式喷管在水下的过膨胀流动也存在间歇性的颈缩、胀鼓以及回击等不稳定现象;与空气环境下的工作条件不同,气/水界面表现出类似于壁面的约束作用,塞锥外流场形成的波系结构由塞锥壁面和内喷管出口下游气/水界面共同决定;水下超声速气体射流的不稳定振荡引起喷管出口背压和气/水界面的脉动,塞锥表面的分离流场随射流的振荡而变化,根据流场激波结构以及塞锥表面分离特征的不同,可以区分为5种不同的分离流动形态;塞式喷管在水下和空气环境下的分离流动振荡的驱动机理不同,水下分离流场的振荡主要受气/液两相相互作用诱导的射流振荡过程的影响,分离流场附近壁面压强振荡频率覆盖0~1000Hz范围内的较宽频带,且没有显著的特征频率。     

基于UKF的GPS/SINS组合导航直接式滤波算法

基于无迹卡尔曼滤波(UKF)方法,使用姿态、速度、位置等9个导航参数组成状态向量,以GPS系统输出的速度、位置组成6维观测向量,构建直接式结构的UKF滤波器。该滤波器能够直接反映系统导航参数的动态过程,准确显示运动状态演变。针对GPS/SINS组合导航系统的特点,构建了GPS/SINS组合导航直接式卡尔曼滤波仿真验证系统,仿真结果验证了基于UKF的GPS/SINS组合导航直接式滤波算法的有效性,该直接式非线性滤波算法可使惯性组合导航系统的导航精度得到提高。