永磁同步电机积分反步自适应控制

针对外界干扰导致永磁同步电机(PMSM)固有参数发生变化的问题,将新型的智能控制理论引入到PMSM控制系统中,提出了一种新颖的带有积分环节的反步自适应法的控制方法。该控制器能够利用交轴电流动态抑制或消除参数的变化对系统的影响,基于Lyapunov稳定性原理设计被控系统的控制律和自适应律,并引入积分环节,增强被控系统的稳定性,缩短速度响应的时间。仿真试验证明,该控制器能够有效地抑制电机固有参数的变化对被控系统的影响,保证了系统的强鲁棒性和动静态性能。     

分隔式射流通道对凹面腔内爆震起爆与反传的影响

针对凹面腔内激波聚焦起爆的爆震波反传现象,采用燃料与氧化剂以分隔式通道进入凹面腔的非预混燃料入射方案,通过数值计算,主要探讨了射流入射通道截面积、各截面积比和通道数量对激波聚焦起爆的影响作用。计算结果表明:燃料/氧化剂射流入射通道截面积比为化学恰当比时,凹面腔底部的掺混程度较好,有利于点火起爆;入射通道截面积比为化学恰当比的多入射通道方案,其凹面腔底部激波聚焦起爆时温度和压力更高,相同时刻的燃烧流场其温度和压力峰值均较高,更利于增强凹面腔内的掺混程度,使燃料浓度分布均匀;小截面积比的射流入射通道,有助于增大波阻提高抑制压力反传效果,减小压力反传强度。     

国外反隐身技术发展综述

国外反隐身技术发展综述中国三江航天集团刘世良７０年代初，美苏两国在投入巨资发展隐身技术的同时，却不得不再投入相当多的资金发展其反隐身技术，改造和加强现有的防御系统。１９８３年３月，为了对付洲际导弹、远程巡航导弹和隐身轰炸机，美国在战略防御计划中明确提...     

固体发动机水下工作性能试验

本文着重研究固体发动机在10米至40米水深处工作的情况,包括点火的可靠性、发动机推力的计算与实验的比较。文章还介绍了实验设备和测试手段。     

基于渗透边界条件的叶轮机械气动设计反方法:解的存在性和唯一性探讨

通过集总参数分析,发现确定了反方法的定解条件——总切向力与出口气流角的关系。进而表明在多数情况下,反方法有两个物理解存在,而最终收敛到哪个解由渗透边界条件与定解条件的相容性决定。为了保证基于渗透边界条件的反方法收敛到期望解,文中基于质量流量强加的概念提出了一种处理措施,并通过例子验证了该措施的有效性。最后利用所发展的准三维反方法对跨声速压气机叶栅进行改型设计,效率增加了1.4%,展现了反方法在控制轴向载荷分布方面的优越性。     

压气机转子叶片的抑颤设计

为了建立适用于工程设计的叶片抑颤方法,以一高压压气机转子叶片为对象开展了叶片颤振特性与其结构参数的关联性研究。采用基于相位延迟边界条件的能量法和特征值法对原转子叶片模型的气动弹性稳定性进行评估,通过分析近失速工况下的非定常气动功密度分布,对叶片安装角沿径向分布、弦长和叶尖间隙等设计参数进行调整,以明确各参数对气动弹性稳定性的影响,最终达到提高气动阻尼的目的。研究结果表明:叶尖间隙对气动阻尼的影响较大,安装角次之,弦长影响相对较小。叶片气动阻尼随叶尖间隙的变化并非单调,而是存在一个叶尖间隙使其气动阻尼最小,即叶片气动弹性稳定性最差。减小进口气流攻角和增加折合频率,能够提高气动阻尼,设计中可以通过调节安装角来减小气流攻角,增加弦长来增大折合频率。考虑到对叶片气动性能的影响,在调节安装角时通常要保证进口气流攻角的改变量不超过5°,调节弦长和叶尖间隙时要保证各结构构件不发生碰摩。     

基于自适应动态规划的反高超武器微分对策制导律

随着各国高超声速技术的武器化进程加快,对反高超声速武器拦截技术的研究也不断深入,高超声速 武器高速度、大范围主动博弈突防的拦截制导问题成为拦截制导律设计领域的研究热点。针对具有主动博弈突防能力的高超声速目标拦截场景进行微分对策问题建模,并采用基于双启发式的自适应动态规划算法,对连 续非线性系统的微分对策纳什均衡解进行求取;通过 Matlab数字仿真对设计的拦截制导方法进行验证。结果 表明:相较于最优滑模制导律,基于自适应动态规划的微分对策制导律对目标的逃逸机动具有更强的适应性, 能够获得更高的拦截精度。     

多保真度的混合低声爆优化设计方法研究

超声速民用客机低声爆的设计需求不断牵引着低声爆优化设计方法的发展。目前基于伴随理论发展的设计方法由于具备高效高精度的特点已被广泛应用于常规飞行器的精细化设计中,但该方法推广应用到声爆反设计中时遇到近场目标过压信号难以设定的难题。为了有效克服该缺点,通过引入基于Seebass-George-Darden(SGD)理论的设计方法,进而发展了一种高低搭配的多保真度低声爆混合优化设计方法。结果表明：在保证容积约束条件下,地面声压级降低3.31PLdB,优化效果明显,多保真度混合低声爆优化设计方法具有良好的应有前景。     

目标气动特性下动力翼参数影响分析与优化

基于一种以弦向环量分布为目标的分布式动力翼（DPW）二维反设计方法,对比分析了在保持升力和俯仰力矩不变的条件下,动力翼涵道壁弦长和弦向位置对设计结果的影响;进一步以壁面阻力、桨盘入流总压损失和速度分布畸变最小为目标,开展了分布式动力翼二维外形优化设计。结果表明,反设计示例结果的弦向环量分布与目标值的平均相对误差为0.058 7;在涵道壁参数影响分析中,将同一弦向总环量分布作为反设计目标以保持相同的设计升力和俯仰力矩,当固定涵道壁弦长并使其弦向位置前移,或当固定涵道壁后缘位置并使其弦长增加时,动力翼的壁面阻力降低,升力系数随迎角变化斜率升高,俯仰力矩随迎角变化斜率由负变正;在优化分析中,优化后的二维动力翼涵道壁位置前移,壁面阻力系数下降了160%,同时桨盘入流总压基本没有损失,速度分布均匀性则进一步提高。