轴流压气机过失速行为的数值模拟

基于轴流压气机级特性,建立了带燃烧室的多级轴流压气机过失速的一维逐级分析模型,发展了分析轴流压气机过失速响应的动态滞后方法,确定了压气机过失速响应的纺一时间常数。并将该模拟技术应用到某压气机中,通过调节敛喷嘴面积和燃烧室燃油流量等措施来诱导压气机失速。压气机旋转失速后,压气机流量下降,增压能力降低,燃烧室温度升高,可以通过调节燃油流量等措施来使压缩系统恢复正常工作。     

锯齿尾缘叶片气动特性数值模拟研究

使用数值模拟研究了静叶锯齿尾缘改型对3.5级压气机性能的影响,分析了锯齿形状、布置位置等对压气机转速特性的影响。结果表明,在进口导向叶片尾缘上全叶高开齿能够拓宽90%转速的压气机稳定工作范围,且对压比、效率的影响很小,而对100%转速特性影响不大;相对于本文开展的锯齿改型而言,齿宽小的结构优于齿宽大的锯齿,全叶高锯齿扩稳胜于部分叶高(叶尖)锯齿。这些研究加深了锯齿尾缘叶片对压气机性能影响的认识,为压气机扩稳研究提供了借鉴。     

机器人力控制研究综述

回顾了机器人力控制研究历史及目前的力控制研究现状；详细分析了现有的四种研究策略：阻抗控制、力／位混合控制、自适应控制策略、智能控制新策略；阐述了作者提出的“力／位并环控制”的智能新策略；提出了机器人力控制的四大关键问题：位置伺服、碰撞冲击及稳定性、未知环境的约束、力传感器；文末展望了力控制研究的发展趋势——智能控制。     

计及大迎角失速的直升机旋翼的气动力模拟

为了描述旋翼诱导速度的分布和大小,综合应用动态入流理论和王氏涡流理论,建立了一个适合直升机机动飞行时的入流模型;以叶素理论为基础,采用状态空间表达式的形式,建立起旋翼非定常气动模型,得到了旋翼气动力随桨盘方位角的变化规律,计算结果与参考数据吻合较好;最终针对失速流和深度失速流两种情况,以MATLAB软件为计算平台,求得了在给定输入情况下某型直升机平飞跃升机动过程中的旋翼拉力响应曲线,研究了大迎角情况下的气动载荷,为直升机旋翼的非定常气动力模拟提供了参考.     

辐射开环绳系卫星编队自旋展开动力学与控制策略

提出了圆轨道辐射开环绳系卫星编队的展开控制策略。首先采用拉格朗日方程建立了辐射开环绳系卫星编队的展开动力学模型,分析了主星姿态与绳长在展开过程的动力学耦合关系;随后以建立的动力学模型为基础,分别研究了编队在重力梯度力补偿和无补偿两种情况下的自旋展开控制策略,通过规划绳系释放速度、主星自旋角速度等变量,实现了绳系编队的有效展开;最后搭建了编队自旋展开的动力学模型,通过数值仿真对所提出的展开策略进行验证,仿真结果表明：在重力梯度力矩补偿和无补偿的情况下,所提出的展开控制策略能够保证编队稳定展开。     

统一杆件内力分析方法的探讨

本文在建立坐标系的基础上 ,对杆件的内力、外力的符号进行了简单、明确的统一规定 ,从而使杆件三种基本变形和平面刚架结构的内力分析统一用同一种方法完成。这种方法克服了过去存在的内力计算和内力图绘制方法的多样性、规定不统一、难以识记的缺点 ,具有概念清晰、计算简便、工作流程固定统一的优点 ,便于学校师生和广大工程技术人员学习和掌握 ,编制上机操作程序简单易行。     

6-PUS并联加载机构模糊PID力控制系统设计

为对数控机床主轴进行多维力加载试验,首先建立了6-PUS并联加载机构的静力学模型,得到机构力雅克比矩阵,通过力雅克比矩阵将对机构末端多维力的控制转化为对单支链力的控制;其次,设计了单支链力模糊PID控制器;最后,在机构静态下,分别以传统PID和模糊PID控制器对6-PUS并联加载机构进行了多维力加载试验,加载力为F=(200,200,200,10,10,10)T的阶跃信号,对比发现模糊PID响应的力超调量在X、Y、Z各向均明显小于传统PID引起的超调量.     

轴流压气机机匣处理数值研究

 本文采用带进口总压梯度的无粘模型和Denton J D.格式,首次对压气机机匣处理三维流场进行了数值求解,对奇点边界及数值稳定性作了探讨。并在定性解释机匣处理试验结果及机理中符合一致。     

三维效应对轴流压气机气动稳定性的影响

轴流压气机的气动稳定性模型,最初为一维模型,仅适用于描述喘振发作.对于旋转失速发作,在公开文献中有一些二维模型发表.本文提出了一类考虑压气机径向扰动对失速影响的新的气动稳定性模型.计算结果表明压气机的轴向扰动往往随着径向扰动的产生,径向扰动的强度影响压气机的气动稳定性,在叶尖还是叶根首先产生失速与压气机基元叶栅特性密切相关.本文对轴流压气机二维和三维气动稳定性模型的计算结果进行了对比分析.     

中弧线角度分布对跨音叶栅特性影响研究

中弧线角度分布形式对压气机叶片表面等熵马赫数分布具有重要的影响。为了对比不同压气机叶型的流动特征,采用数值模拟和平面叶栅试验相结合,对两种中弧线角度分布形式的跨音叶型在不同来流工况下的气动特性展开了详细研究。结果表明：在设计点,前加载配合均匀加载的中弧线角度分布叶型能够消除叶片吸力面的局部超音区,与前加载的中弧线角度分布叶型相比,叶片表面等熵马赫数分布更加饱满。其次,前加载配合均匀加载叶型能够推迟叶片吸力面的涡层失稳,减弱了吸力面分离涡与端壁分离涡的耦合作用,进而改善了端区的流动状况,截面平均总压损失系数降低了8.2%。最后,对非设计工况下两种中弧线角度分布的气动特性进行了分析,随着来流马赫数的降低,两种中弧线角度分布叶型的损失差异逐渐减小,均具有较优的气动性能。来流速度对叶片表面等熵马赫数、损失分布和分离面形状特征影响较小,仅影响叶片表面等熵马赫数和损失数值大小。