舰载机弹射起飞影响因素分析及侧向控制律设计

针对舰载机弹射起飞安全性问题,对起飞过程中影响起飞安全的因素进行了详细分析,建立了舰载机离舰上升段的非线性六自由度运动模型,仿真研究了甲板的横摇、偏摆运动以及常值侧风干扰等因素对弹射起飞特性的影响。分析得出,对舰载机离舰后滚转和侧滑运动起主要影响的是甲板横摇运动和侧风干扰。设计了基于非线性动态逆方法的控制器以保留模型的非线性特征,实现对横侧向运动状态的解耦控制,效果更佳。仿真结果表明,设计的侧向控制律能够保证飞机的滚转角在离舰后3 s内满足不超过5°的安全准则要求,且不会因侧风干扰出现明显的侧滑现象,能够保证舰载机安全起飞。      

叶片内部蒸汽冷却的数值模拟

在某燃气轮机第二级导向叶片的基础上,对叶片内部进行了设计并采用内部蒸汽冷却方式.采用非结构化网格和Realizable k-ε紊流模型,对同时带15°,30°和45°肋的叶片内外流场以及叶片本身进行了三维热耦合的定常数值模拟.热耦合采用在流固耦合面的热对流和固体导热来实现.内部冷却介质选用比空气热容大,粘度低的水蒸汽.结果表明:带肋的通道流场非常复杂,扰流肋的存在使各壁面的换热都得到了增强,相对于光滑通道换热显著,有明显的冷却痕迹,冷却效果明显;采用蒸汽冷却比用空气冷却效果要好;压力面温度普遍低于吸力面温度.      

舰载机弹射起飞建模与控制

舰载机弹射起飞过程由舰面滑跑和离舰上升两个阶段组成,各阶段舰载机的受力与约束不同。根据两阶段舰载机的气动特性和运动特性,建立了一种通用的舰载机纵向动力学模型确定其离舰速度、离舰迎角和预置舵偏角,从而选择合适的控制策略完成弹射起飞上升阶段的自动控制飞行。以某型机为例,建立了全量非线性模型,并在此基础上设计了离舰上升阶段的控制方案。仿真结果表明,该模型与控制方案具有较好的控制效果。     

某型燃气轮机燃气一蒸汽联合循环方案分析

燃气-蒸汽联合循环是利用燃气侧高温吸热和蒸汽侧低温放热来扩大循环平均吸放热温差,促进能源的梯级利用,以提高循环效率。分析了某燃气轮机采用余热锅炉型联合循环后性能改善情况。简述了余热锅炉型燃气-蒸汽联合循环的工作原理,采用能量平衡法分析联合循环机组的热效率及其影响因素,采用Gat eCycle软件搭建联合循环模型,分析给出适合该型燃气轮机的联合循环方案。     

蒸汽动力分布式集成智能故障决策支持系统

船舶蒸汽动力故障决策支持系统是一个复杂的系统决策问题。文章借鉴RODOS系统（核事故应急决策支持系统）的思想,将分布式系统结构、系统集成思想以及智能运作机制引入到决策支持系统之中,提出船舶蒸汽动力系统分布式集成智能故障决策支持系统的理论框架和结构。系统可充分利用分布式集成智能理论的自主性、反应性和自觉性,对蒸汽动力系统故障时的处置决策提供有效支持。     

非对称因素对舰载机弹射起飞安全的影响

非对称因素会导致舰载机在弹射后出现横航向偏离,并影响其纵向起飞航迹。针对定位偏心、弹射道偏角、甲板横摇等3类扰动因素,开展了这些非对称因素对飞机弹射起飞特性影响规律的理论分析与仿真计算,掌握了飞机在甲板滑跑段的偏航运动特性以及离舰上升段的横航向偏离特性。基于弹射起飞后飞机航迹下沉量与滚转角2项安全性要求,通过仿真计算建立了安全甲板风（WOD）包线,结果表明:安全甲板风包线的下边界由最大航迹下沉量约束,左右边界由最大滚转角限制确定,上边界由最大海面风速决定;定位偏心、甲板横摇等非对称因素将显著缩小安全甲板风包线的风速和风向角范围。      

An architecture decomposition method of pneumatic catapult system based on OPM and DSM

The architecture strategy of the Unmanned Aerial Vehicle (UAV) pneumatic launch system should continue to evolve to adapt to complex and variable operating environments. Architecture representation, decomposition perspective, and cluster analysis play a vital role in the early phase of system architecture development. In order for the system to emerge anticipated and desirable intrinsic functional properties, an architecture decomposition method based on the Object-Process Methodology (OPM) and Design Structure Matrix (DSM) is put forward in this paper. The OPM is proposed to model the UAV launch process formally, and the matrix representation of the architecture of the pneumatic launch system is established. After the extension of the definition and operations of DSM, with the Idicula-Gutierrez-Thebeau Algorithm plus (IGTA + ) clustering algorithm, the transformation of the pneumatic launch system architecture from process decomposition to function decomposition is demonstrated in this paper. The analysis shows that the architecture decomposition of the pneumatic launch system meets the functional requirements of stakeholders.