非对称液压缸对称性控制

阀控非对称缸两个运动方向上系统的开环增益及某些参数的不同,使得两个方向上的动态特性不对称,这种本质上的非线性和非对称性给系统控制带来困难.PБ-211机器人后3个关节是对称阀控制非对称液压缸伺服系统,为了使机器人运行平稳和提高控制精度,在控制中必须加以适当补偿.在分析非对称液压缸工作原理基础上,考虑液压缸伸出和缩回性能不同,提出了模型参考变增益自适应控制算法对非对称液压缸进行补偿.该算法包括单神经元自适应PID控制、模型参考自适应控制和输出增益的自动调节3个部分.仿真分析和实验表明该算法可以基本实现非对称液压缸的对称性控制,较普通PID控制算法具有明显优势.      

小不对称物体配平性能风洞实验研究

用阶跃响应法,在风洞中测量小不对称物体配平性能的实验原理、实验装置、数据处理及部分实验结果。 模型支承于空气静压轴承。在模型内部设有电磁机构,在一次吹风中,可以阶跃方式多次提供不对称量。由高精度、非接触的感应同步器数字测量模型俯仰角变化历程。用修正Newton-Raphson法处理数据,求出小不对称量引起的配平角δ_o、俯仰力矩C_mo和气动刚度C_ma、气动阻尼C_mq等参数。 对11°斜切锥,钝度比分别为0.06及0.16的模型进行了风洞实验。实验M数为33.5和4。实验结果表明,所采用的实验原理、设备及方法可提供较好的精度及分辨率。实验还求出了配平性能(δ_o,C_mo)以及C_ma,C_mq随M数的变化。     

含圆柱段喷管中的侧向力与侧向力矩研究

木文研究了含圆柱段喷管中的三维流动及其引起的侧向力与侧向力矩。分为两个方面:非对称扰动下圆柱段中的三维流动及其引起的侧向力和侧向力矩;在一般入口条件下喷管扩张段中的非对称流动及其引起的侧向力和侧向力矩。使用了理论和实验两种研究方法,得出了一致的结果。研究的方法电可用于其它类型的喷管。     

非对称飞行器级间分离时喷流干扰特性试验研究

针对非对称飞行器在稠密大气层内级间分离时喷流干扰下的气动特性问题,采用捕获轨迹试验的网格测力技术和喷流试验技术相结合的试验方法,进行了风洞试验研究,研究了在不同来流马赫数、不同迎角、级间分离时一级与二级不同相对位置以及有无喷流状态下的气动干扰特性.详细论述了模型在风洞中的支撑方式、试验方案、喷流模拟参数的选择等,给出了典型试验结果,并进行了详细分析.结果表明:无喷流时,级间分离过程中的干扰流场使二级飞行器法向力减小,产生抬头俯仰力矩;喷流干扰则使法向力进一步减小,使抬头俯仰力矩进一步增大.试验结果已成功应用于某飞行器飞行试验中,试验数据精度满足工程要求,并被飞行试验验证.     

带背鳍细长平板三角翼脱体涡的实验研究

对后掠角为82.5°具有尖削前缘的细长平板三角翼以及加上背鳍高度分别为hL/s=0.3和hL/s=0.6的机翼组合体在低速风洞进行了大迎角六分力天平测力实验.实验迎角范围为12°~32°,来流速度为25m/s和35m/s.实验结果表明:对单独三角翼,在翼面产生的脱体涡破裂前,其涡流场随着迎角的增大始终是对称且稳定的;增加不同高度的背鳍后,当迎角大到一定程度后,涡流场开始变得不对称和不稳定.背鳍高度不同,流场开始出现不对称时的迎角也不同,在所研究的背鳍高度范围内,背鳍越高,测量得到流场出现不对称时的迎角越小,表明增加低高度的背鳍对细长平板三角翼的背涡流场的稳定有着扰动和破坏作用.实验结果部分证明了文献[1]中的稳定性理论的有效性,同时初步研究了涡失稳后的发展情况.     

细长翼身组合体前体非对称涡特性研究

通过低速和高速风洞试验对翼身组合体的前体非对称分离涡气动特性的研究，以及对旋成体非对称涡进行了大量的资料研究，结果表明：本专题所研制的细长翼身组合体的前体在较大迎角下有多个非对称涡；迎角、旋成体的外形，尤其是头部的几何形状是细长前体出现非对称涡的关键因素。     

压缩性对细长体涡流非对称发展的影响

通过数值方法对大迎角细长体湍流流场的模拟,探讨压缩性对细长体非对称绕流发展的影响。结果表明细长体顶端的极小扰动诱发显著的非对称绕流,非对称的涡系结构沿轴向是逐步演化的;在亚临界横流马赫数区间,马赫数越高非对称越显著;在超临界横流马赫数区间,细长体两侧出现横流激波,非对称的发展被抑制,马赫数越高非对称越弱。     

非对称广义特征值问题重特征值的灵敏度分析

研究非对称广义特征值问题半单重特征值的灵敏度分析。对于解析依赖于多参数的非对称广义特征值问题．给出了半单重特征值的方向导数，证明了相应的广义不变子空间的解析性，并给出了其一阶导数的表达式。以这些结论为基础，定义了半单重特征值及相应的广义不变子空间的灵敏度，并给出了一个确定矩阵束中敏感元素的方法。本文的结论可应用于模型修正、故障诊断与系统最优控制。     

异型喷口的多维偏转S弯喷管设计方法

高气动性能、复杂构型的多维偏转S弯喷管气动型面设计是翼身融合布局隐身飞机的关键技术之一。通过改进Lee曲线方法和多参数耦合法,提出了一种异型喷口的多维偏转S弯喷管设计方法,实现了带矢量角的多维偏转S形中心线设计和圆形进口至异型喷口的截面过渡,可用于常规及空间受限布局下的多维偏转、带矢量角、非对称异型喷口、单/双发布局等多种类型的S弯喷管气动型面设计。基于数值模拟方法和小型涡喷发动机整机实验验证了提出的设计方法,结果表明：基于空间受限布局设计的超紧凑S弯喷管,在临界工况下,流量系数达到0.982,推力系数达到0.989,在超临界工况下,流量系数不小于0.984,推力系数不小于0.992;基于空间受限布局设计的多维偏转S弯喷管,在临界工况下,流量系数达到0.980,推力系数达到0.986,在超临界工况下,流量系数不小于0.981,推力系数不小于0.990;基于双发布局设计的双发S弯喷管,安装发动机后总推力相比原装喷管降低不大于4.58%,具有较好的气动性能。     

AZ31B镁合金大应变循环变形行为研究

为了研究AZ31B镁合金在大应变幅条件下的变形机制,开展了该合金在7.嬲应变幅条件下的循环行为研究.结果表明:在拉伸阶段的最大应力值随着循环周次的增加而减小,而在压缩过程中的最大应力值随着循环周次的增加而增大,在整个循环过程中材料呈现循环应变硬化特性,拉应力是导致循环应变硬化的主要原因;随着循环周次增加,滞回曲线的不对称性基本不变.真应力-真应变滞回曲线在卸载和反向拉伸阶段出现3个拐点.在压缩过程中发生{10-12}孪生,反向拉伸过程发生去孪生行为,包申格效应对去孪生行为具有较大影响.研究表明:孪生-去孪生是大应变幅循环变形的主要变形机制;对拉伸、反向压缩过程的变形特征及机制的分析,可为低周疲劳行为的研究提供参考.