宽频高幅值水力激振信号的产生与控制

为了研究火箭发动机全尺寸泵后供应系统的动力学特性,运用脉动压力发生器设计了一种宽频水力激振系统,开展了液流试验和数据分析。结果表明:水力激振系统可以在0~1200Hz的频率范围内,产生时域幅值超过1.5MPa、高信噪比的压力脉动信号,达到了宽频率范围、高激励幅值的目的。通过对电动机转速的控制实现激励频率的可控变化,以满足不同频率激励策略的要求。提高管路系统的入口稳态压力,可以提高激振信号的幅值。通过合适的局部流阻分布,可以在宽频范围内提高水力激振信号的幅值,提高信噪比。      

进气畸变条件下压气机转子叶片的 振动特性研究

航空发动机研制及适航要求中均明确提出发动机零部件的振动特性分析和测试要求,包括评估进气流场畸变对振动特性的影响。对某航空发动机压气机第1级转子叶片进行振动特性计算分析,开展自然进气和进气畸变条件下的叶片振动应力测试。计算分析和测试结果表明:计算分析结果与自然进气条件下测试的叶片共振转速及振动频率一致性好,其激振源主要是压气机结构因素;在进气畸变条件下激振源更丰富,与自然进气条件相比,叶片会被激起额外的振动,且在同一共振转速下振动幅值较大,进气畸变对转子叶片的振动特性产生重要影响。在发动机研制过程中,为提高叶片工作的可靠性,需要加强进气畸变条件下的叶片振动特性试验研究。     

介质阻挡放电等离子体对翼型流动分离控制的实验研究

在低速开口风洞中进行了等离子体激励器对NACA0015翼型流动分离控制的实验研究。采用PIV技术,对翼型绕流流场进行了测量,显示了施加等离子体激励后流场的变化。通过五分量天平对升力和阻力的测量,研究了激励电压和激励频率对翼型流动分离控制的规律。研究表明,低风速下在翼型前缘施加等离子体激励,能够有效地控制翼型流动分离,在来流为20m／s时,最大升力系数增加11％,失速迎角增加6°;在给定的流动状态下,激励电压和激励频率存在一个阈值,不同迎角下该阈值不同,迎角越大,分离越严重,对激励强度的要求也越高。     

圆柱-平板角区湍流流动控制的风洞试验研究

角区流动中马蹄涡系的存在通常会造成不良影响。对圆柱-平板角区流动,在圆柱上游放置一倾斜的小圆棒能够改变角区流动结构。利用油流法和平板表面压力测量方法探讨了湍流流态下不同的小圆棒对平板表面的摩擦力线和压力分布的影响。油流实验揭示了倾斜棒能够改变角区的三维分离,新的分离线由倾斜棒和圆柱共同作用引起;倾斜棒对角区的作用可归类为两种不同的物理现象;倾斜棒能够引起圆柱侧面的分离线向下游发生极大的迁移,导致圆柱底部区域尾迹变窄。平板表面压力测量实验揭示附加的倾斜棒能够极大地改变压力分布情况,角区的逆压梯度相应减小;由此,逆压梯度引起的三维分离必然被削弱。     

等离子体对翼型流动分离控制历程的PIV试验研究

采用粒子图像测速（Particle Image Velocimetry,PIV）技术,研究了介质阻挡放电等离子体激励对NA—CA0015翼型表面流动分离的控制特性及控制效果随时间历程的变化规律。结果表明,激励电压存在一个阈值,当电压小于阈值时,控制无效或效果不明显;当电压接近阈值时,控制表现出不稳定性并最终趋于稳定;当电压大于阈值时,控制效果稳定且显著,气流能够很好地重附在翼型表面。     

自动细分多齿分度台的研制

采用可编程多轴运动控制卡实现对细分多齿分度台的自动控制,通过在细分机构中加入光栅作为位置反馈,提高了细分角度的准确度,从而提高了仪器的整体准确度。     

∑-△型模/数转换方式的研究

模/数转换是控制系统中重要的接口电路,本文对种类繁多的模/数转换电路按照它们的转换方式进行了分类和比较,介绍了模/数转换技术的发展趋势和新兴的∑一△型模/数转换的几个基本概念.     

MIMO变结构飞行重构控制系统设计

基于滑模变结构控制,提出一种MIMO(multiple input multiple output)的飞行重构控制系统的频域设计方法.将滑模变结构控制与飞行重构控制相结合,解决了飞行重构控制技术中故障检测和系统参数辨识的问题.引入渐近观测器和hedge模型增加重构控制系统对衍生未建模动态的鲁棒性;引入作动器模型、输出饱和限制和驾驶员模型,使变结构重构控制系统设计方法变得更为有效和实用;以某型飞机的横航向飞行控制系统为例,进行设计模拟.结果表明:在飞机气动参数大幅突变和操纵面严重受损的情况下,飞机仍能保持良好的性能.      

某型直升机发动机尾喷管前转接段模态分析

某型直升机发动机出现的尾喷管裂纹故障主要发生在尾喷管前转接段焊缝周围。为分析故障原因,文章建立了该型发动机尾喷管结构的计算模型。对该型喷管整体结构进行了自由振动和模态分析,获得了该喷管模型的多阶自振频率和模态。将有限元分析结果和实验结果对比表明,两者所得的固有频率吻合性较好。     

基于电液伺服控制燃油泵的航空发动机控制与仿真

为探索轻质化燃油系统结构,基于电调燃油变量泵的航空发动机转速控制系统,构建了柱塞泵斜盘位置电液伺服控制系统,油泵出口燃油直接输入电液伺服阀;建立了电液伺服阀线性化模型。通过数字仿真,研究了电液伺服阀工作特性,并得到了其适应性模型;在航空发动机特性半物理试验系统上,对斜盘位置电液伺服控制系统实物进行了验证试验,并与航空发动机模型一起构成了发动机转速闭环控制系统。结果表明：变输入压力的燃油电液伺服位置控制系统有效可行,变量泵工作稳定可靠,电液伺服阀模型能够准确反映实际工作状况;基于变参数PI控制算法的转速闭环控制初步取得成效。