基于改进型趋近律与负载观测器的永磁同步电机滑模速度控制器设计

为了提高三相永磁同步电机(PMSM)调速系统的动态品质,改善传统滑模速度控制器的控制性能,抑制系统抖振,提高控制精度,设计了基于新型趋近律与负载观测器的改进型滑模速度控制器。利用MATLAB/Simulink仿真软件,搭建控制系统模型并进行仿真分析。仿真验证了所设计的改进型PMSM速度控制器的有效性。该控制器可获得较好的速度跟踪精度和抗负载扰动能力,提高系统的稳定性和鲁棒性。     

探针耙对跨声速环形涡轮叶栅流场的影响

采用数值模拟方法研究叶栅出口旋转总压探针耙对跨声速环形涡轮叶栅流场的影响,其中对比分析了探针耙在不同周向位置与无探针耙时的流场及叶栅性能参数。结果表明:常规总压探针耙会造成其相邻及上游叶栅通道流动减速、下游叶栅通道流动加速;探针耙尾缘燕尾型激波及其上游的正激波,与相临及下游叶片的尾缘燕尾型激波系互相干涉,形成了复杂的激波系和膨胀波系,造成相邻及上游若干叶栅通道堵塞,导致各叶片的载荷分布均不相同;叶栅各通道的叶片载荷、出口总压、端壁静压、出口气流角等参数偏离无探针耙情形,测得的叶栅出口流场与无探针耙时相差较大。     

CFRP定心内齿槽的加工

以CFRP复合构件为研究对象,采用横刃减小的成形刀片对复合构件孔内定心齿槽进行加工试验,分析刀片横刃大小与走刀路径对切削力的影响规律。结果表明:刀片横刃的减小有利于切削力的降低,但横刃减小到0.5 mm时,切削力减小的趋势变缓;采用横刃为0.5 mm的刀片沿着齿槽轮廓一次进给完成齿槽加工的走刀方式,其单齿加工时间较短、切削力较小、加工质量较好,该种齿槽加工方案较为合理。     

复杂曲面导管成形技术研究

复杂曲面管类钣金件作为航空发动机的重要单件,由于其形状复杂且同时具有壁薄、直径小、需与另一钣金件的某部位相配合等特征,加工及外观质量很难保证。本文对复杂曲面导管进行了工艺分析,同时分析了其复杂曲面、小直径凸缘成形的工艺难点。分别从回弹量及尺寸控制、缺陷特征及模具修理、冲压前的零件表面保护3个方面,对复杂曲面的冲压成形控制进行研究,提出了一套复杂曲面的冲压成形控制方法。此外,还提出了一套"能有效改进小直径凸缘轧波成型后的各种缺陷及尺寸超差情况"的校正方法。分析得出"该类复杂曲面和小直径凸缘钣金件成形控制"的一般规律,为后续同类型零件的成形研究打下基础。     

动态负载平衡的二维非结构网格DSMC并行算法研究

基于PC-CLUSTER群机并行体系结构与消息传递库MPI并行环境,研究了二维非结构网格DSMC并行算法。提出一类非结构网格动态分区策略,保证各子区域的分子数量大致相等,实现计算进程间的动态负载平衡。利用MPI库函数构造了符合DSMC并行原理的单步通讯法。采用单控制多数据流(SPMD)以及Master/Slave并行模式,设计了二维非结构网格DSMC整体并行算法。在程序的编制过程中,充分展现了Fortran90高级语言的主要特性,引人动态数组、指针、链表及派生类型数据。最后对过渡流域高超声速绕流进行了并行计算,数值试验的结果表明本文设计的并行算法可以取得较为理想的加速比。     

LQG控制理论在阵风载荷减缓系统中的应用

针对D ryden频谱函数,通过有理谱成形理论,建立了阵风的线性化模型。明确了阵风对飞机的扰动机理后,以某型飞机为对象,建立了包括阵风过程、舵机系统和飞机模型的纵向动力学増广模型。以该增广模型为设计对象,应用LQG控制理论,设计了阵风载荷减缓系统。仿真结果表明,该系统能有效减缓阵风对飞行过载的影响。     

提高跨声速风扇转子气动负荷系数途径

回顾了跨声速风扇/压气机转子气动负荷的研究历程,并对基准风扇转子和两个方案转子进行了三维流场分析。通过对195个研究方案的对比研究,目前阶段数值模拟的结果中风扇转子气动负荷系数达到0.65。在来流条件相同的情况下:合理组织激波结构可以大幅提高叶尖气动负荷;叶根大转角设计是提高根区气动负荷的可行途径;静子跨声速来流是高气动负荷跨声速风扇/压气机的必然结果。     

电液负载模拟器的神经网络参数辨识

基于神经网络,提出一种根据参数上下界辨识系统参数的新方法。在建立电液负载模拟器模型的基础上,在待辨识参数的上下界内,使用神经网络对动态系统的参数进行辨识,找到一组参数使之满足对实际系统的最佳逼近,使系统在实际输入信号下能更好地复现实际系统的实际输出。并使用另一组实验数据检验辨识结果对实际系统的任意实际输入输出采样数据组的逼近程度。验证结果表明该辨识结果能很精确地逼近实际系统。该方法可用于一般复杂系统的实际参数辨识。     

飞机噪声技术研究——工程解决方法

 飞机噪声存在的3个问题：①机舱的噪声振动控制;②机场的噪声干扰;③某些部位的抗声疲劳设计。针对以上问题,综述了北京强度环境研究所进行过的飞行器噪声课题的研究工作,提出了大型飞机噪声问题的工程解决方法,包括：噪声载荷谱的确定;喷气噪声和客机机舱的噪声振动控制;声疲劳设计。研究了超声速喷流的相似准则,用热流缩比模型试验测定火箭的发射噪声载荷达到同样精度;对于飞机来说,实测比风洞测量更方便、更经济,实测气动噪声主要的困难是如何测量到真实的气动噪声,传声器的安装方法、飞行器表面的静压变化等;喷流噪声控制方法是冷空气缩比模型试验,介绍了冷空气缩比模型试验的原理和方法;论述了在结构的疲劳强度试验中必须采用统计分析方法的原理。从多方面论述了大型飞机噪声课题的研究,对于飞机的安全性、经济性、舒适性都是很重要的课题,对于发展中国大型飞机工程有很重要的现实意义。     

座舱盖静载荷数值模拟及其应用

建立了计算飞机座舱盖静载荷的数学模型,并以某型飞机座舱盖为例模拟了不同飞行状态座舱盖内、外表面受力分布,研究了飞机座舱盖载荷随飞行状态改变而变化的趋势,最后部分给出了座舱盖静载荷在座舱盖抛放过程中所起作用的分析.结果表明:(1)在对流层内,座舱盖外表面气动力系数只是飞行马赫数的函数,与飞行高度无关;(2)座舱盖最大静载荷出现在飞行包线最大飞行高度,飞行马赫数为1的位置;(3)大部分飞行状态下,静载荷产生的绕座舱盖后铰点转动力矩都要大于活塞推力所产生力矩.