一种一阶延迟惯性环节温控系统优化设计方法

为提高惯性仪表的温控精度,针对纯延迟环节对温控系统稳定性的影响,提出一种一阶延迟惯性环节温控系统的优化设计方法.该方法充分利用平衡电桥消除温度跟踪误差,设计脉冲宽度调制(PWM)控制方法提高加热效率,同时基于Ziegler-Nichols整定法进行PID控制器优化设计以提高温控系统的相角裕度,使得温控系统对仪表间参数差异的适应能力大大增强.试验表明,在实验室条件下和具有强制对流环境的温度循环试验条件下仪表温控精度为0.006℃(1σ).该方法简单有效,阻容参数易于选取,能够满足温度控制的高精度要求.     

考虑测量噪声的朗道自适应惯量辨识方法

传统朗道自适应惯量辨识方法只有一个自适应系数可以调节,难以同时兼顾辨识速度和辨识精度,导致速度自适应控制系统在测量噪声较大的情况下容易不稳定。为解决这一问题,提出了一种考虑测量噪声的朗道自适应惯量辨识方法。该方法采用相同的低通滤波器对速度和电磁转矩同时进行滤波,保证了辨识模型与无滤波时的相同。在此基础上综合调节自适应系数和滤波器时间常数,在保证辨识速度的前提下减小辨识系统的噪声,提高辨识精度,从而提高了速度自适应控制系统的稳定性。仿真和试验验证了所提方法的正确性和有效性。     

轴向通流旋转盘腔换热特性

针对航空发动机压气机盘腔中流动与换热现象,采用该实验的方法对等温轴向通流旋转盘腔进行研究。通过对比不同工况下局部努塞尔数和平均努塞尔数的变化情况分析旋转腔中各力对流动与换热的影响,并总结努塞尔数与各无变量参数的经验公式。结果表明:盘腔内流动与换热主要由哥氏力、惯性力与离心力控制。腔内流动区域可划分为低半径位置惯性力占主导地位的惯性对流区与高半径位置哥氏力占主导地位的旋转对流区。轴向通流流量增大使惯性力增大,转速增高使哥氏力增大。惯性力与哥氏力的增加都会增强换热,两个力对彼此对换热的影响有削弱作用,两个力的综合作用使不同工况中不同半径位置的换热变化情况不同。平均努塞尔数与局部努塞尔数随变量的变化情况基本一致。      

立式超速试验台轴系动力特性分析

对立式超速试验台轴系简化模型进行动力特性分析,确定影响轴系临界角速度和进动角速度的因素包括:旋转件及其工装组件的极转动惯量与直径转动惯量之比、旋转件及工装组件的质量和悬臂长度,其中旋转件及其工装组件的极转动惯量与直径转动惯量之比为关键因素.当转动惯量之比大于或等于1时,试验台轴系只存在一阶临界角速度;当转动惯量之比小于1时,试验台轴系存在一、二阶临界角速度.当转动惯量之比接近或等于1时,升速过程中轴系自转角速度与二阶正进动角速度非常接近,系统处于不稳定状态.对转动惯量之比分别大于1、接近于1和小于1的3个不同叶轮进行超速试验,试验数据与理论分析相符.最后,提出进行超速试验工装设计时应避免旋转件及其工装组件的极转动惯量与直径转动惯量之比接近1;且当二者之比小于1时,还应对系统的二阶临界角速度进行校核,避免试验目标角速度与二阶临界角速度相接近.     

微惯性测量单元信号小波自适应滤波仿真研究

针对微惯性测量单元信号进行小波多分辨率分析后在各尺度空间呈现的不同特性,提出了一种分解层数和阈值门限自适应选取的滤波去噪方法,同时采用具有紧支集特性的Daubechies正交小波基和改进的阈值函数,自适应选取分解层数并逐层进行阈值自适应滤波,然后经小波逆变换重构原始信号,最后应用实际的M IMU信号进行滤波仿真。实验结果表明该方法能有效消除M IMU信号随机误差,大幅改善其零偏稳定性和信噪比,且算法简练通用性强,有很强的实用性。     

大功率三相异步电动机多功能保护电路

简述了大功率电动机故障产生原因、诊断方法.文中将由电器元件构成的传统保护电路与由电子元件构成的保护电路进行了比较,详细地介绍了所设计的多功能电子保护电路的电路结构,工作原理,保护功能和特点以及存在问题.电路主要由集成件构成,工作可靠,灵敏度高,可以在电动机自动控制系统的设计中作为单元电路参考应用.     

牛顿第一定律的实质、地位和作用

文章研究了牛顿第一定律的实质及在牛顿三个定律中的地位和作用。澄清了对牛顿第一定律的一些模糊认识，对认识牛顿三定律之间的关系和理论的完备性和逻辑性提出了不同的看法。文章指出：牛顿第一定律的实质是给出了一个不受力或所受合力为零，不存在加速度的系统，即通常所说的惯性系而不是力的定义，而牛顿第二、第三定律只对惯性系才成立。惯性系也不能用牛顿定律成立与否来定义。     

考虑液体晃动效应的运载火箭等效转动惯量对姿控系统稳定裕度的影响

基于某型火箭,分析了考虑液体晃动后的全箭等效转动惯量变化,同时仿真了对姿控系统设计结果的影响,给出了姿控系统相关裕度的变化。结果表明:液体晃动的等效效应对一级转动惯量Jz的影响较小,对二级转动惯量Jz的影响较大;等效转动惯量对二级高频稳定裕度基本不产生影响,而系统的中、低频稳定裕度均有一定程度的下降。     

考虑气动加热和变截面惯性矩的高超声速飞行器建模与分析

由于高超声速飞行器弹性机体/发动机的高度一体化设计,使得此类飞行器的动力学建模与控制较为复杂,而作为控制的基础以及面向控制的总体优化设计都需要建立高精度的动力学模型。首先,建立了考虑气动加热和变截面惯性矩影响的高超声速飞行器自由梁结构弹性模型,分析了气动加热和变截面惯性矩对飞行器振型的影响,得出了气动加热对振型影响非常小且振型引起的攻角变化很小,变截面惯性矩对飞行器的振型影响较大且振型引起的攻角变化较大的结论。然后,建立了考虑气动加热和变截面惯性矩影响的自由梁高超声速飞行器动力学模型,对考虑气动加热和忽略气动加热、恒截面惯性矩和变截面惯性矩对应的动力学模型进行了零极点分布对比分析,得出了气动加热对飞行器的纵向动态特性影响很小,变截面惯性矩自由梁对应的高超声速飞行器在特征点处开环不稳定性更大和非最小相位行为约束变弱的结论。     

确定自旋航天器旋转轴的动平衡方法

本文研究自旋航天器的旋转轴的试验测定方法，给出自旋轴方向的表示方法及其与转动惯量，惯性积的关系，建立了利用动平衡试验的不平衡量确定自旋轴相对平衡旋转轴偏差的计算机公式，从而可以利用动平衡试验的测试结果确定自自旋轴的方向，文末的例中讨论了动平衡机的最小可达剩余不平衡量对试验结果的影响。