防冰疏水微结构表面的设计

微结构表面具有出色的防水自净性能以及减阻性能,但目前超疏水微结构表面设计制备思路欠缺系统性,很多制备方法也比较复杂,在工程实践方面缺乏指导性。从工程制备的角度,概述了微结构表面设计的经典理论模型和国内外对微结构几何设计的理论研究,探究常用工程材料的理论本征接触角,通过力学平衡分析方法计算仿真确定疏水微观结构几何尺寸、几何截面外形,提出截面线长度及尺寸系数两个疏水微结构设计的参数,归纳了设计疏水微结构的流程,为制备疏水微结构或微结构模具提供理论基础。     

基于Ansys的永磁同步电机转子振动分析

振动是电机的重要指标,对电机转子进行振动分析为其结构改进和性能优化提供理论依据。运用Ansys有限元分析软件对永磁同步电机转子进行模态分析,得到该电机转子振动系统的低阶固有频率和模态振型,分析了电机振动特性。 通过电机转子模态试验,求得电机低阶固有频率,对比仿真与试验结果,验证有限元分析结果的可靠性。由结果分析可知,研究对象在额定转速下未产生共振,验证了其结构设计的合理性。研究内容对永磁同步电机的设计和优化有一定的指导意义。     

电网电压不平衡及谐波畸变时基波电压正负序分量分离新方法

针对传统锁相环(PLL)在电网电压不平衡及谐波畸变下利用常规软件锁相环不能准确获取相位的问题,提出了一种新的正负序分量分离新方法。利用了相序解耦谐振控制器能去除高次谐波和延时信号消除(DSC)法可滤除特定谐波的特性,将相序解耦谐振和延时信号消除法结合起来,达到更好的正负序分量分离的效果。最后,采用MATLAB/Simulink软件仿真结果证明了所提出方法的可行性和有效性。     

基于PXI的液体姿轨控火箭发动机试验测控系统设计与实现

针对液体姿轨控火箭发动机地面试验高精度、高风险和灵活多变的特点,设计研发了一套以PXI （PCI extensions for instrumentation）控制器为主体的发动机试验测控系统.控制系统拥有40路开关量控制能力,综合运用手动、时序和自动控制方式.测量系统拥有120路信号同步采集能力,具备故障诊断功能.测控系统软件使用LabVIEW开发,通用性良好.为增强控制可靠性,设计了面向工艺流程的试验面板,应用嵌入式控制,进行信号多级监测并引入紧急自动关机控制.为提高测量精度,对测量参数进行原位标定,提出了一种改进的干扰消除电路.该系统已多次成功应用于液体姿轨控火箭发动机地面试验,采用的设计方法有效地提高了测控系统的可靠性,测量精度和控制精度分别达到0.5%和0.1ms,能够充分满足多种类型的液体姿轨控火箭发动机对试验测控系统的要求.     

航空发动机静承压件适航符合性验证方法

对《航空发动机适航规定》（CCAR33-R2）新增条款CCAR33.64（静承压件）进行解读与分析,结合试验设计法、数值模拟法开展针对航空发动机静承压件适航条款的符合性验证方法和验证流程的研究.提出针对CCAR33.64的符合性验证流程,并以某型航空发动机低压涡轮后机匣的模型为例进行验证.选取机匣的最大工作压力和1.1倍最大工作压力分别作为加载条件进行数值模拟,得出最大等效应力分别为453MPa和534MPa,最大机匣变形分别为0.366mm和0.432mm,不会出现永久变形或机匣破裂的情况,满足适航要求.验证了该流程的适航符合性,为制定航空发动机静承压件适航指南提供参考依据.     

基于冷态叶型生成叶片加工坐标的方法

建立了基于冷态叶型生成叶片加工坐标的方法,包括排序、插值加密、叠加位移量、去倒圆及端区叶型拟合等步骤.以某多级轴流压气机为例,应用该方法生成的加工坐标叶片除端区外主流通道叶高内误差在0.01mm以下,叶片表面波纹度和前后缘曲率良好.通过进口级的数值模拟表明:该方法生成的加工坐标叶片与冷态叶型的误差对气动性能影响小,流量-总压比-等熵效率特性变化微小,叶片进出口气流速度、方向及流场细节等变化较小,满足工程应用的需求.      

多机场协同决策进离场航班排序模型及算法研究

多机场终端区内的航线网络错综复杂,来往同一方向的航班会共用一个交接点,航班的起飞降落不仅要考虑各方向航空器的运行间隔和各受限单元容量的限制,还需着重考虑交接点的间隔限制.基于终端区多机场多元受限情况,建立了终端区多机场协同决策进离场航班排序模型,并设计了递归遗传算法.首先以各机场为单位采用遗传算法进行航班排序,得出各机场延误时间最小的排队序列,之后将各机场航班在交接点处进行聚类并排序,再将各交接点的排队序列反推回各机场,运用递归算法不断优化各机场的航班序列,在保证安全运行的基础上,最终得出各机场的航班排队序列.仿真结果表明,该算法优化效果显著,各机场的总延误时间减少了48.2％,可有效缓解多机场航班延误.     

基于动态面控制的多弹协同制导控制方法

为实现多枚导弹对目标进行饱和攻击,基于动态面控制理论设计了具有攻击时间约束的制导控制方法.综合弹目距离方程和动力学方程建立了制导控制一体化模型,改进设计了基于弹目距离信息的协同策略;考虑导弹速度变化、目标运动、导弹框架角受限以及避免控制器奇异等因素,设计了协同策略中的关键参数,并给出了导弹群理想协同攻击时间的选取方法.在导弹控制输入受限的前提下,采用动态面控制理论设计了导弹扰动鲁棒控制器.仿真结果表明,所提方法能够在满足多种约束的前提下,以较高的精度实现对目标的饱和攻击.     

武器装备研制中的质量监督效能研究

开展航空电子系统设备及武器装备研制的可靠性、维修性、测试性、安全性、保障性及环境适应性（“六性”）质量监督工作是提高装备质量的重要途径。分析了开展“六性”质量监督工作面临的困难和问题,并对提升“六性”质量监督工作效能提出了对策和建议。     

飞机高温高压空气导管的振动特性研究

在分析某大型客机环境控制系统的配平子系统的基础上,基于有限元软件Patran和Nastran建立了配平系统的空气导管有限元分析模型,选用Lanczos算法,对管系进行动力学模态分析,获得了系统前五阶的频率和振型.同时,考察了气体热力学参数和球形接头作动力学参数对空气导管动力学模态特性的影响.结果表明:从频率上看,配平系统Part1在45Hz以下谐振模态分布密集.从振型上看,球形接头和滑动接头处的振型变化幅度较大;从动力学特性的影响因素来看,配平系统空气导管管系的固有频率随管内温度的增加而递减,随管内压力的增加而增加;球形接头起动力矩和刚度增大会增加各阶的固有频率.研究工作对于我国大型客机空气导管系统的可靠性设计具有参考价值.