二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

永磁直线电机微铣削系统的设计和性能研究

介绍了自行研制的小型超精密数控微铣削系统构成。针对该系统着重讲述采用永磁直线电机作为驱动源的精密滑台部分的结构及数控系统设计。经伺服环调节及性能实验验证,系统具有优良的动、静态控制性能,通过测定并利用统计方法计算确定系统水平进给工作台的定位精度达到亚微米级。通过微薄壁结构工件铣削试验结果表明,系统具备微细铣削加工能力,并可实现大深宽比三维微小零件的加工。最后分析了工件尺寸误差的成因。     

电压矢量控制变频调速器的制动功能分析

本文从感应电机的静态特性出发，分析了通用电压矢量控制变频调速器的制动功能，推导了此类变频调速器实现恒转矩制动的条件。     

飞机前客梯驱动电机的工作特性分析

对飞机前客梯驱动电机的电磁结构、电路和工作特性进行了分析和讨论,给出了一种特性求取方法。利用损耗分析法分析并计算了多台电机工作特性,并给出其中一台电机的数据,与利用直接负载法计算的结果相互吻合。高速航空电机的直接负载测试难度较大,本方法可利用空载和堵转试验所得数据进行计算,在没有高速负载的场合尤为适合。     

固液火箭发动机多界面喷管瞬态传热特性研究

固液火箭发动机是一种采用固体燃料和液体氧化剂的一种新型火箭发动机,由于燃料和氧化剂是不同物理状态,且在燃烧室内为非预混扩散燃烧,因此固液火箭发动机固体燃料的燃速低,工作时间长。固液火箭发动机喷管一般采用被动热防护喷管,喷管结构在长时间工作中的热防护问题是发动机设计中的关键问题。针对工作时间为200s的全尺寸固液火箭发动机,本研究采用碳陶复合材料、钨渗铜高温合金和高硅氧酚醛树脂等材料,提出了三种喷管结构方案。随后通过建立喷管材料瞬态热传导和烧蚀仿真模型,对三种不同方案的喷管结构的传热特性进行了仿真计算,分析了固体药柱内径在工作过程中变化对喷管传热性能的影响,发现药柱内径会改变燃烧火焰层结构,进而影响喷管壁面的温度分布和热流分布,热流密度在喷管喉部位置达到最大值。本研究同时还开展了相应的地面热试车试验,对仿真结果进行了验证分析。此外,对固液火箭发动机的喷管设计提出了建议和展望。     

火箭发动机热力气动计算软件研制

介绍一处适用于固体和液体火箭发动机热力动计算自动化软件的功能和技术细节，该软件通用性广，适用性强，使用方便，已在ＰＣ兼容机上开发成功并投入实际使用。     

直流电动机全数字化微机实时控制

 <正> 1.引言 目前,微计算机已广泛应用于各个领域。在控制领域中,直流电动机的控制是大功率电子学控制的重要组成部分。由于微计算机是数字控制,它除具有以人机对话的方式操作外,工作可靠、控制灵活、稳定性高、便于监控,还具有响应速度快、调速范围大、且能更充分地发挥软件的功能等优点。因此,应用微计算机对直流电动机进行实时控制已引起了人们足够地重视。本文利用控制可控硅的导通角采调节电枢电压,从而十分方便地在大范围内对直流电动机的转速实现了快速准确地控制,为直流电动机的微机实时控制提供了一种简单易行的实用方法和应用软件。     

斜切喷管固体火箭发动机喷管流场与推力特性研究

为了研究斜切喷管固体火箭发动机的喷管流场与推力特性,采用二阶精度的AUSM格式求解守恒型N-S方程组并与Realizable k-e湍流模型相结合,对不同角度斜切喷管的流场特性与推力特性进行数值模拟研究。同时,设计斜切喷管发动机推力测试试验台,通过此测试平台获取发动机工作过程的推力曲线,并与数值仿真结果进行对比,验证所建立的数值仿真计算方法的可行性和有效性。结果表明：通过数值仿真方法获得的斜切喷管发动机推力与试验结果之间的误差较小;由仿真与试验结果可知,45度斜切喷管推力作用线与喷管轴线之间存在夹角,表明斜切喷管发动机存在推力偏转现象。此外,该结构喷管流场存在两个激波交汇高压强区域,同时第二道激波结构强度高于第一道。当喷管斜切角度达到40度,随着喷管斜切角度的增加,斜切喷管的质量流量、总推力与推力偏转角不断减小,但减小趋势不断变缓。     

碳纤维缠绕发动机壳体数字射线DR成像检测图像质量控制

对检测图像的空间分辨率、信噪比和对比度的影响因素进行了研究。采用不同的工艺参数对碳纤维缠绕发动机壳体进行了数字射线DR成像检测试验。试验结果表明,当其他检测参数不变时,焦点尺寸和放大倍数对图像的空间分辨率影响较大;管电压、管电流和单帧积分时间对图像的信噪比有影响;管电压和管电流对图像的对比度均具有一定影响。     

头部空腔对固体火箭发动机压强振荡抑制作用的数值研究

为了揭示头部空腔对固体火箭发动机压强振荡的抑制原理,以VKI实验发动机为基础,使用大涡模拟方法,对障碍物旋涡脱落诱发的振荡流场开展了数值研究,获得了压强振荡的频率和幅值,并和实验数据进行了对比。通过在发动机头部加入空腔,发现压强振幅明显减弱,证实了瑞利准则用于指导头部装药抑振设计的有效性。研究结果表明,空腔体积、位置、形状对振幅的影响很大,改变装药结构本质上是质量抽取与注入之间的相互抗争过程。装药头端复杂流场对抑振基本无效,在声压波节处改变药型对抑振基本无效,在声压波腹处加入的质量通量越大,振幅增加越显著,空腔越靠近声压波腹,空腔对声能的阻尼效应越强。