基于控制分配的恒压腔压力精准控制

针对采用双阀调节的恒压腔系统压力在空气流量大范围变化时的精确控制问题,提出了一种基于控制分配的恒压腔压力精准控制方法。首先,建立了虚拟放气流量的双阀控制分配算法,包括：建立满足虚拟放气流量要求且调节阀能耗最小的优化问题;通过线性矩阵不等式(Linear Matrix Inequality, LMI)求解该优化问题得到双阀实际流通面积值;考虑调节阀动态并计算调节阀控制信号指令值。其次,建立以虚拟放气流量为恒压腔控制输入的闭环负反馈回路,基于此,设计满足伺服性能和抗干扰性能要求的PI控制器,引入上述双阀控制分配算法,进而构建完整的基于控制分配的恒压腔压力控制系统。仿真结果表明,采用该方法的控制系统性能明显优于传统单阀PI控制系统性能,恒压腔压力动态相对误差小于0.07%;干扰流量最大变化率为77kg/s2时,压力最大偏差低于500Pa;此外,调节阀动态时间常数和流量系数的拉偏仿真结果进一步验证了该控制器的鲁棒性。     

一种蒸发式凹腔驻涡值班稳定器的流动与点火性能研究

为进一步拓宽凹腔驻涡值班稳定器在低温、高速来流条件下的点熄火边界,提出了一种利用高温燃气预热、预混供油的蒸发式凹腔驻涡值班稳定器。研究了蒸发式凹腔驻涡值班稳定器的流动特性、燃油分布特性及点火性能。研究结果表明：蒸发式凹腔驻涡值班稳定器的掺混腔和凹腔内部形成的涡系结构为低温、高速来流下的点火和燃烧提供了有利条件。凹腔驻涡区的气相油雾沿流向分布均匀,沿周向从稳定器对称子午面最富递减到相邻稳定器中间面最贫。在相同来流温度下,蒸发式凹腔驻涡值班稳定器的贫油点火和熄火当量比均随着来流速度的增大而增大。在低温（600K）、高速（100～200m/s）来流条件下,相比于蒸发式Z形值班火焰稳定器和常规薄膜蒸发式火焰稳定器,蒸发式凹腔驻涡值班稳定器贫油点火当量比能分别降低5.5%和30%;其贫油熄火当量比能分别降低37.4%和48.8%。     

高速可压缩来流与凹腔驻涡相互作用及其物质输运特性研究

为了深入认知凹腔驻涡与高速可压缩来流之间的相互作用过程以及来流马赫数对上述动力学过程的内在影响规律,对长深比为1.0的单凹腔基础构型在常温、常压、Ma=0.3~0.7的高速可压缩来流下进行冷态非定常数值模拟,并基于拉格朗日视角研究来流与凹腔驻涡相互作用及其物质输运特性。结果表明：凹腔上方剪切层内旋涡结构仍然具有类似自由剪切层的周期性演化过程,主流与凹腔通过三次掺混进行物质输运;随着主流马赫数的增加,旋涡运动方式及凹腔-主流物质掺混机制都发生了本质上的改变,剪切层内旋涡和凹腔主涡涡量均呈现数量级式增长,剪切层旋涡结构脱落频率近似线性增长并逐渐卷吸至凹腔中部,进入凹腔的主流流体占比降低,但扩散程度和速度加快;此外,源于凹腔的流体流出唇口线后经剪切层的夹带作用回流占比增大,降低了凹腔-主流的整体质量交换水平;驻留参数整体衰减,高马赫数时仅为低速工况的1/2,显著降低了回流区对于流体驻留作用的贡献。     

小型铯原子钟微波腔调谐过程的仿真研究

通过建立模型,利用Ansoft HFSS 12.0对小型铯原子钟内微波腔的调谐过程进行了仿真,得到了调谐棒半径、在调配器内长度与微波腔谐振频率之间的关系曲线。结果表明,调谐棒半径一定时,调谐棒长度在一定范围内,微波腔谐振频率随着长度的增加逐渐下降;随着半径的增大,微波腔谐振频率的变化范围逐渐增大,在铯原子跃迁中心频率处,调谐棒长度对微波腔谐振频率的影响变大。根据仿真结果,给出了调谐棒半径的取值范围,为微波腔的设计、加工和调谐提供了理论指导。     

带CDFS的核心机过渡态数值模拟方法研究

针对带核心驱动风扇级(CDFS)的核心机过渡态数值模拟获得的CDFS加、减速工作线趋势与试验结果不一致的问题,进行了原因解析和模型改进。通过分析影响CDFS加、减速工作线的主要因素,发现引起该问题的原因,是外涵放气系统节流位置随核心机状态改变,容腔容积偏离了物理容积。在分析容腔效应原理的基础上,提出以虚拟容积代替物理容积计算CDFS工作线的方法,并对模型进行了改进。改进后的模拟结果表明:采用虚拟容积计算的CDFS加、减速工作线趋势与试验结果一致,可满足带CDFS的核心机过渡态数值模拟要求。     

直升机起落架双腔式缓冲支柱的动刚度研究

建立了直升机起落架双腔式缓冲支柱的数学模型,利用静力试验数据对模型参数进行了识别,并由静力试验、激振试验结果对数学模型进行了验证。所建的数学模型能正确反映双腔式缓冲支柱的静载荷随位移的变化规律,动刚度特性与试验数据吻合良好。双腔式缓冲支柱的动刚度随静位移呈现严重的非线性特性,振动频率对缓冲支柱的动刚度影响较小,而高、低压腔的充气压力对动刚度会产生严重影响。     

飞行器设备缓冲支架设计研究

火箭在点火、发射、分离等时刻会受到冲击激励,影响箭上设备的正常工作,甚至造成设备损坏。因此,针对箭上设备进行相应的缓冲设计研究十分必要。提出了较为新颖和高效的设计思路,采用产品设计与缓冲试验仿真预示迭代进行,最终运用试验验证的设计流程,大大缩减了设计周期和设计经费;同时,首次提出采用半正弦冲击等效冲击响应谱进行冲击仿真的试验预示技术,并通过试验验证了该仿真技术的有效性。形成的设计思路和设计流程对产品设计具有较高的经济效益和社会价值。     

基于F-P腔的激光频率稳定传递方法

量子传感的发展需要频率高度稳定的激光器为基础,且实现大失谐激光频率稳定通常是提高其精度和灵敏度的关键。针对大失谐激光稳频问题,提出了一种利用法布里-珀罗（F-P）腔传递激光频率稳定性的方法。以饱和吸收稳频法锁定的激光器频率为参考,基于锁相原理,锁定F-P腔长度。利用F-P腔长度这个稳定的参考点,实现目标激光器的频率的精确锁定。实验将目标激光器波长锁定于767.001 nm,失谐频率为150 GHz,锁定后的频率漂移为1 MHz/h。该方法解决了激光大失谐稳频问题,对工程实践和科学研究有重要意义。      

平方阻尼在非线性缓冲系统中的作用

本文讨论平方阻尼(以参数a表征)在图(1)所示的缓冲系统中的作用,结果表明:平方阻尼对于降低相对位移峰值d_m总有良好的效果,但不一定降低加速度峰值a_m。在一定速度冲击V下,系统的平方阻尼有两种最佳值,使a_m最小的a_(am)和使缓冲效率γ最高的a_(cm),而平方阻尼最佳条件依赖于系统的缓冲弹簧的刚度变化类型: (1)线性弹簧情况:a_(am)=a_(cm),最佳条件为系统在首程中均匀减速; (2)渐硬弹簧情况:a_(am)=a_(cm),最佳条件为系统在首程中初始和终末加速度相等即; aV~2=ω_0~2q(dm) (3)渐软弹簧情况:a_(cm)>a_(am)。 本文的基础是所谓“首程显峰”,假定即系统在速度冲击V下的响应峰值d_m和a_m出现在第一行程中。当平方阻尼值不太小,缓冲弹簧刚度特性接近反对称时,该假定成立。     

含腔复杂军事目标RCS综合计算方法

根据飞行器等含腔复杂军事目标 RCS计算的需要,改进了射线跟踪法,并针对不同高频算法的特点,将像素法、射线跟踪法和边缘等效电磁流法结合运用,不同类别散射中心采用不同的方法计算,然后将复数量叠加得出目标的RCS,并充分考虑算法的协调.结合算例对方法进行验证,并将结果与矩量法等精确算法计算得到的结果进行了对比验证;运用本文方法对美国暗星无人机RCS进行了计算和分析.