阵列式表面电弧等离子体气动激励控制三角翼流动分离的实验

为探索多路阵列式微秒脉冲表面电弧放电(μs-SAD,Microsecond pulse surface arc discharge)对尖前缘小后掠三角翼流动分离的控制效果和作用机理,首先通过放电测试和纹影测试对多路阵列式μs-SAD的激励特性进行研究,揭示其对流场的作用原理,进一步将多路阵列式μs-SAD用于三角翼流动控制,开展了小后掠三角翼流动分离控制低速风洞实验,研究了来流速度、激励电压和激励频率等参数对控制效果的影响规律。结果表明:多路阵列式μs-SAD能够快速放热,单路瞬间放电能量可达68mJ,在流场局部可诱导产生冲击波;机翼前缘多路阵列式μs-SAD能有效改善三角翼大迎角气动特性,当来流速度为30m/s时,使最大升力系数提高27.2%,失速迎角推迟4°;来流速度增大到40m/s时,流动控制效果减弱,使最大升力系数提高15.5%;存在最佳激励频率使无量纲频率F+=1时,控制效果最好;激励电压存在阈值,其随来流速度的增加而增大,当激励电压超过阈值电压继续增大时,流动控制效果不再增强。     

背压对撞击式喷嘴雾化特性影响研究

为研究背压对撞击式喷嘴雾化特性的影响,将压力的变化等效为气体密度的变化,基于一种树形自适应加密算法,通过直接数值求解不可压Navier-Stokes方程组实现了不同背压条件下射流撞击雾化的数值模拟。首先将数值模拟结果与试验数据进行对比,验证数值模拟的有效性,在此基础上开展了高背压条件下雾化过程的数值模拟。结果表明,随着背压的提高,气动力相应增强,液膜的破碎更加剧烈,一次雾化区域的液滴数密度增大,雾场由稀疏向稠密发展;液膜在向下游运动过程中波动速度的幅值逐渐增大,并且随着背压的提高,液膜的波动由线性向非线性转变;背压增大导致破碎长度减小,经过参数修正得到了液膜破碎长度的经验公式,并与试验数据进行了对比;背压对液滴尺寸分布规律没有显著影响,但随着背压的提高,同一时刻大液滴所占的比例提高,整个雾场的Sauter平均直径有增加的趋势,当背压从0.1MPa增大到1MPa时,雾场的Sauter平均直径由155.5μm增大到166.9μm;背压增大,液滴粒径分布的均匀度指数减小,液滴尺寸分布更加不均匀。     

基于双火花塞点火策略的活塞式航空煤油发动机爆震控制

在一台650 mL单缸活塞式航空发动机上,针对双火花塞点火方式对活塞式航空煤油发动机的爆震控制进行了试验研究。结果表明:采用两个火花塞同步点火,且将点火提前角推迟可以有效的抑制爆震,同时燃烧放热率幅值逐渐降低,整体燃烧相位逐渐推迟;采用双火花塞异步点火随着点火提前角点火相位差的增加,爆震强度逐渐降低,通过匹配主火花塞点火提前角与副火花塞点火提前角可进一步提升发动机的动力性。      

连续式风洞二喉道调节马赫数控制策略

为了降低连续式跨超声速风洞压力波动,提高马赫数稳定性,需要对二喉道调节马赫数控制方式进行研究,针对现有文献鲜少对该控制策略描述等问题,以0.6m连续式跨声速风洞为例,对二喉道控制马赫数的原理进行分析,基于运动控制器加伺服驱动器双PID(proportion-integral-derivative)控制模式实现二喉道位置精确控制,提出了二喉道和压缩机转速的组合控制流程,并采用分段变参数模糊PID加串级控制的算法实现马赫数精确控制,最后进行了试验验证。结果表明马赫数控制精度优于0.001,且每个马赫数极曲线(9个攻角阶梯)的时间可控制在4min以内,证明所提出的控制策略是有效的,可为连续式跨超声速风洞的设计调试提供参考。      

反推力装置运动学与动力学仿真

为了研究叶栅式反推力装置各部件在工作过程中的运动学与动力学特性,根据机构运动原理对反推力装置进行简化并建立了运动学与动力学数学模型。以滑动整流罩位移与阻流门所受气动负荷为输入进行运动学与动力学仿真,得到了反推力装置各部件的位移、速度及受力特性曲线,并对比分析了在不同尺寸参数下各部件特征点的运动轨迹和反推力装置负载力变化。结果表明:运动学及动力学仿真结果与工程实际相符;反推力装置机构参数选择不合理时,各设计点会发生干涉现象并导致机构无法运动;机构参数变化对负载力最大值影响尤为突出,在阻流门AC段长度值增大6%,阻流门CB段长度值减小9%的情况下,负载力正向最大值将增大19.53%,负向最大值增大12.67%。研究方法及研究结果可为反推力装置运动学及动力学分析,以及为反推力装置机构优化设计提供参考。      

表贴式永磁同步电机直接转矩控制变幅值预测控制研究

基于以电压矢量幅值为变量的表贴式永磁同步电机(SPMSM)磁链和转矩方程,采用预测控制计算得出施加不同电压矢量幅值的下一时刻磁链和转矩值,选择使磁链和转矩误差目标函数最小的电压矢量幅值作为最优值,从而确定下一时刻施加的电压矢量。仿真结果表明:在电压矢量变幅值预测下,SPMSM直接转矩控制(DTC)系统运行良好,定子磁链轨迹为理想圆,磁链和转矩均符合控制要求,转速跟踪良好,定子电流波形正弦。预测控制需要从备选电压矢量幅值集合中选择最优幅值。理论上,备选电压矢量幅值个数越多,系统优化效果越好,但也带来更大的计算负担。研究了9种等分电压矢量情况下变幅值预测控制系统的控制效果。根据控制效果和计算负担,提出变幅值预测控制将电压矢量幅值三等分较为理想。     

永磁同步电机最优滑模控制

为了减少永磁同步电机调速中的动态误差,提出了一种积分性能最优的滑模控制方法。该方法以滑模控制中的动态误差为性能指标,在此基础上建立最优切换函数,并采用最优控制理论对滑模控制器进行设计。用该方法设计的滑模控制系统,通过滑模面斜率的连续变化,能够加速系统状态变量到达滑模面的过程,极大地提高对参数摄动和外部干扰的鲁棒性。仿真结果表明,该时变滑模面控制方法使系统具有无超调、快速、稳定等优点,提高了系统的鲁棒性。     

基于飞控响应类型的无人机遥控驾驶技术研究

通过分析无人机遥控驾驶的特点,建立人-机闭环仿真模型分析姿态控制和速率控制两种响应类型下驾驶员操纵习惯对操纵精度的影响,提出基于不同响应类型下的驾驶员合理地操纵方法,并通过两种响应类型下的无人机人工遥控下滑着陆试验验证响应类型对驾驶员驾驶负荷的影响,试验结果表明,在速率控制响应类型下驾驶员操纵负荷较高,应采用小杆量、脉冲式的操纵方式提高操纵精度;在姿态控制响应模式下驾驶员操纵负荷较小、操纵精度较高。     

直升机尾部流动控制及减阻计算研究

本文基于计算流体力学(CFD)方法研究了直升机尾部流动分离的特征及机理,采用了加装导流片的方式对尾部流动进行控制,并计算分析了导流片的位置、安装角和尺寸对机身减阻效果的影响。计算结果表明,导流片能对机身尾部分离涡进行有效抑制,从而减小机身阻力;导流片安装在尾舱门与尾梁交接处两侧减阻效果较好,导流片尺寸对减阻效果影响显著,巡航状态选定的导流片方案相比无导流片机身可减阻15.8%,且可使机身横向静稳定性略有提升。     

CFRP反射器型面主动控制和作动器位置优化

研究了运用压电陶瓷作动器对碳纤维增强复合材料（CFRP）格栅反射器的型面主动控制。首先,采用了一种具有独立电压自由度的梁单元,以及考虑高阶剪切变形的板单元,对主控格栅反射器进行有限元建模;运用能量变分哈密尔顿原理推导了主控格栅反射器的有限元控制方程,并给出了反射面型面残余均方根（RMS）误差最小的电压最优控制方法。然后,研究了在典型载荷下,反射面残余RMS误差最小的PZT作动器位置分布的优化配置问题;提出了一种将遗传算法和梯度投影方法相结合的改进优化方法,用来求出在限定作动器数量的条件下,作动器几何位置的优化配置,使控制后反射面的残余RMS误差最小;给出的数值算例验证了方法的正确性和有效性。最后,研制了格栅反射器型面主动控制的实验样机,针对反射器的初始制造误差进行了型面主动控制,验证了控制方法的可行性和有效性。