涡轮轴断裂条件下的涡扇发动机性能建模

为了研究双轴混合排气涡扇发动机高压轴断裂失效后的动态性能,建立了轴断裂条件下涡扇发动机过渡态的共同工作方程,以及各部件考虑容积效应和气体惯性力的模型部件。在此基础上,分析了地面起飞状态和巡航状态下涡扇发动机高压轴断裂后发动机气路参数的瞬态响应规律和机理。研究表明:涡扇发动机高压轴断裂会在不超过05s的时间内导致压气机喘振、涡轮前温度超温、涡轮转速超转等继发性危害事件。在不同飞行状态下出现的轴断裂,上述事件发生的先后次序各不相同。尤其在地面起飞状态下,涡轮超转事件极可能先于压气机喘振现象而发生,012s内涡轮即可达到其破裂转速。这些都需要在航空发动机被动安全设计中给予足够的重视。      

自适应动态规划算法在飞行器追逃中的应用

针对飞行器追逃对抗的二人零和微分对策问题,提出基于数据的积分策略迭代自适应动态规划算法,以求解数学模型未知系统的控制律.该算法利用固定时段内有效的状态和输入信息,建立数据模型,并对其进行基于值函数和控制策略的算法迭代,在平面拦截系统完全未知的情况下得到追逃双方的近似最优策略.仿真结果表明,所得到的双方控制策略能在有限界内无限接近最优解,验证了所提出算法的有效性.     

柔性多点模具及其应用进展

长期以来,固定模具成形方法以其适应性广、生产效率高、适合大批量生产等诸多优点,在板料成形中一直占据主导地位.     

无人机发射过程建模与控制方法研究

考虑火箭助推器的推力和螺旋桨发动机产生的反扭矩对起飞过程的影响,建立了无人机发射过程的非线性数学模型。针对无人机在火箭助推起飞过程中存在的安全隐患,在飞行控制律中设计了针对升降舵的抗饱和补偿器。利用线性矩阵不等式理论,分析了该补偿结构的闭环稳定性,并给出一种抗饱和补偿增益的计算方法。最后,通过对零长发射过程进行非线性模型数学仿真,验证了该补偿结构的有效性和可行性。     

基于FPGA的高分辨力时间数字转换器的应用研究

高分辨力时间间隔测量技术在许多研究和应用领域中都具有十分重要的地位。基于FPGA技术,利用高分辨力时间数字转换器TDC芯片,设计出了一种高准确度时间间隔测量系统,该系统可以工作在不同模式及分辨力,也可以进行不同通道的选择,最多可以达到8个测量通道。测量结果显示,该测量系统可以达到18.6 ps的标准偏差。     

两类DBL码的性能比较

设计出扩展的Large area Synchronization地址码(LS码)——Daoben Lab地址码(DBL码).DBL码由基本LS码与矩阵左、右直积生成,分别称为DBL左乘码和DBL右乘码,两类DBL码各有特点.DBL右乘码特点是把码字分组,码组间码字存在更大的零相关窗,增加了可用码字数,码组内码字非周期相关性与扩展矩阵行向量的相关性相同;DBL左乘码也是把码字分组,码组间的零相关窗长度不变,没有增加可用码字数,但当以正交矩阵扩展时,码组内有和原LS码同样长度的零相关窗.计算机仿真验证了两类DBL地址码的性质.      

零动量轮卫星姿态控制系统研究

针对零动量轮卫星控制系统解耦和进动抑制问题,提出了一种新的进动抑制方案。分析了仅靠飞轮控制的零动量轮卫星系统的稳定性。将偏置动量轮卫星的进动和章动抑制原理引入零动量控制系统,并针对零动量轮卫星自身特性,对磁控制规律进行改进,解决了不解耦情况下零动量轮卫星的进动抑制问题。仿真结果验证了所提方案的可行性和有效性。     

零长柱法测定分子筛吸附平衡等温线的理论及仿真

介绍了零长柱(zero length column,简称ZLC)法测定分子筛材料平衡等温线的基本原理,建立了ZLC系统的数学模型,并对ZLC系统进行了仿真,通过对比仿真和实验结果,验证了仿真模型的正确性.由于ZLC法测定平衡等温线,需同时知道吸附柱出口气体浓度和流量,而据以前的研究,两者相互耦合.因此,对两种利用实验测...     

基于高温燃气引射的引射器设计与实验研究

结合气体热力学理论和等压引射器设计理论方法,提出了高温燃气热力学参数计算方法,研制了基于高温燃气引射的超声速引射器试验平台。通过引射器与燃气发生器的对接实验,研究了零引射和被引射气流引射两种状态下的工作性能以及引射气流温度变化对工作性能的影响。实验结果表明:被引射气流流量360 g/s时,入口总压达到3.89 kPa,优于设计指标4 kPa;引射气流温度在低于设计值100 K范围内的变化对引射器的工作性能不会造成影响。实验验证了基于高温燃气引射的超声速引射器性能计算分析与工程设计方法的可靠性,相关研究结果为燃气发生器参数优化提供了指导性建议。     

基于测力和测压试验的气动导纳识别结果比较

气动导纳是大跨度桥梁抖振分析的重要参数,通常通过格栅湍流场测力或测压风洞试验进行识别。然而,测力试验中天平和节段模型系统的固有振动和测压试验中测压管路系统的频响效应都会对气动导纳的识别结果产生影响。本文通过格栅湍流场测力和测压试验、采用抖振力自谱和抖振力脉动风交叉谱综合残量最小二乘法识别了准平板断面的气动导纳,其中,在基于测力试验的气动导纳识别中考虑了模型抖振力跨向不完全相关效应的影响,在基于测压试验的气动导纳识别中考虑了按Bergh-Tij deman理论公式修正或者不修正测压管路系统频响特性影响的2种情况。在此基础上,通过考察气动导纳实验识别结果之间的差别及其与平板断面气动导纳理论解Sears函数之间的差别,研究了天平模型系统固有振动以及测压管路系统频响效应对识别结果的影响。结果表明:天平模型系统的共振会显著放大气动导纳的识别结果;而由于测压管路的固有频率一般要显著高于天平模型系统的固有频率,因此,与基于测力试验得到的气动导纳相比,基于测压试验所得气动导纳总体上更加合理,可用导纳的折算频率范围更广。此外,在一般大跨度桥梁抖振分析所关心的折算频率范围内,考虑测压管路频响特性修正后,气动导纳有一定降低。