流通面积比对旋流杯油雾速度场的影响

设计了3种不同一二级流通面积比的旋流杯试验件,在气压自模区工况下,运用粒子图像测速仪（PIV）对其出口油雾速度场进行测量,研究了不同流通面积比对旋流杯出口油雾速度场的影响,分析了油雾速度场的结构及其速度分布的变化规律。结果表明:随着一二级流通面积比的增加,旋流杯出口油雾速度场呈现出回流区面积和回流区长度逐渐变小、回流速度逐渐变大、出口射流张角逐渐减小的趋势。此外,从径向速度沿径向分布可以看出,随着流通面积比的增加油雾速度场的抗偏斜能力具有增强的趋势。      

喷流落压比对高超飞行器尾喷管内外流干扰的实验

为了研究吸气式高超声速飞行器尾喷流对飞行器尾部区域气动性能的影响,在中国空气动力研究与发展中心05m高超声速风洞中,在来流马赫数为50和60条件下,开展了不同落压比条件下的尾喷流干扰测压实验研究,同时采用高清纹影观测了喷流干扰区域的流场结构。实验结果表明:不同喷流落压比时,飞行器尾部区域表面压力分布差别明显,高落压比时喷流干扰作用的区域更大,压强数值更高。纹影也显示高落压比时交叉干扰激波更强、剪切层扩张更明显。喷流干扰区域已影响到了飞行器水平翼区域的压力分布,将会对飞行器操纵特性产生影响。      

基于占空比调节的无刷直流电机直接转矩控制

传统直接转矩控制(DTC)在每一个控制周期对电机施加一个不变的电压矢量,从而导致较大的转矩脉动,而且开关管的开关频率不固定。为减小转矩脉动同时使开关管的开关频率恒定从而提升系统的稳定性,将占空比调制技术引入到无刷直流电机(BLDCM)DTC系统当中,并研究了4种占空比生成方法对转矩脉动的抑制效果。由于引入了占空比调制技术,零电压矢量和非零电压矢量作用的时间随占空比的改变而改变,因此能够对转矩进行更精细的控制从而抑制转矩脉动。仿真和试验结果验证了所提方法的有效性。     

基于电化学沉积的高深宽比无源MEMS惯性开关的研制

基于电化学沉积技术在金属基底上制作了一种新型的无源MEMS惯性开关。针对高深宽比、细线宽微电铸用光刻胶模具制作过程中,由于SU-8胶膜严重侧蚀导致的胶膜制作困难、质量低下的问题,进行了紫外光刻试验研究。试验研究了不同曝光剂量和后烘时间对SU-8胶光刻效果的影响,优化了光刻工艺参数。采用降低曝光剂量和延长后烘时间相结合的方法解决了高深宽比、细线宽SU-8胶膜制作困难的问题,制作出高质量的微电铸用光刻胶模具。最后,在上述试验结果基础上制作了一种高深宽比、无源MEMS惯性开关。其外形尺寸为3935μm×3935μm×234μm,其中最细线宽12μm,单层最大深宽比达10∶1,多层最大深宽比达20∶1。     

大涵道比涡扇发动机风扇叶片动应力测量试飞

为了给风扇叶片设计验证和改进提供依据,针对大涵道比涡扇发动机风扇叶片的结构特点和振动强度设计要求,获取了飞行中发动机风扇叶片的振动特性,对风扇叶片振动强度进行了仿真分析,并将分析结果应用于测试方案设计,对飞机和发动机本体进行了改装,建立了飞行试验方法。基于充分的技术准备,完成了国内首次大涵道比涡扇发动机风扇叶片动应力测量试飞,填补了国内试飞领域的技术空白,掌握了发动机风扇叶片动应力测量试飞技术,为中国开展航空发动机转子叶片动应力测量的研制试飞和适航审定试飞奠定了基础。     

小型太阳能无人机超大展弦比轻质主梁设计

太阳能无人机表面需要铺设太阳能电池,这就要求太阳能无人机的结构要同时满足不影响太阳能电池效率的光学特性和要达到足够强度、刚度的力学特性。文章针对小型太阳能飞机超大展弦比机翼进行轻质化结构设计,过程中充分考虑超大展弦比机翼的柔性变形,对比不同的设计方案并提出合理设计方案。     

基于切片熵权的WHT多LFM信号识别方法

为提高在低信噪比与先验信息不足条件下对线性调频(LFM)信号识别能力,借鉴信息论中的熵权法改进WHT(Wigner-Hough Transform),提出了一种基于切片熵权的WHTE(Wigner-Hough Transform based on Entropy)算法。推导出LFM信号的WHT与对应特性,将WHT变换域内极半径和角度切片的熵值来转换为权重因子,进而对每个切片进行加权处理,采用双层权重以弱化噪声与干扰项的影响,并推导出LFM信号与高斯白噪声在WHT维度内不同假设条件下的概率密度分布函数,构建了对于LFM信号WHT后恒虚警检测的完备流程。通过理论分析与公式推导论证了算法的可行性,并与WHT、分数阶傅里叶变换与周期WHT算法的仿真对比,验证了算法的有效性,凸显WHTE算法能够在强噪声背景下与没有先验支撑时实现对LFM信号的良好检测。     

修正极坐标系下雷达与ESM航迹对准关联

研究了存在系统误差时修正极坐标系(MPC)下的雷达与电子支援措施(ESM)航迹关联问题。系统误差导致MPC下雷达和ESM的角度估计产生偏移,而对角度变化率、距变率与距离的比值(ITG)的估计影响不大;结合非中心卡方分布的知识,分析了雷达与ESM的测量误差对非中心参数和正确关联概率的影响;提出了一种基于积分重合度的雷达与ESM航迹对准关联算法。首先将雷达与ESM的目标映射到角度-角度变化率空间,分别得到了雷达与ESM的目标曲线,然后对两目标曲线求积分重合度,估计出雷达与ESM测角系统误差的偏移量,对偏移量补偿后进行雷达与ESM的航迹关联。仿真结果表明,本文所提算法能有效地提高存在系统误差时雷达与ESM正确航迹关联概率。     

可压缩流湍流度变热线过热比测量方法

开展了可压缩流中湍流度测量技术的研究,以满足高速风洞高精度试验能力的需求。以对流换热规律为基础,从理论上对可压缩流中热线金属丝热平衡关系式进行了推导,以此为基础,详细推导了恒温热线风速仪的响应关系式,得到了质量流量和总温灵敏度系数的显式表达式,建立了可压缩流中湍流度的求解方法。在马赫数为0.3~0.6范围内进行了湍流度测量试验,以响应关系式为数学模型,利用双曲线拟合方法对试验数据进行了拟合分析,求解得到了马赫数在0.3~0.6范围内流场湍流度约为0.3%~0.6%。对热线输出电压进行了频谱分析,根据频谱特性,利用低通滤波对频域信号进行了处理,有效降低了时域信号脉冲尖峰对湍流度求解的影响,滤波后求解得到马赫数在0.3~0.6范围内流场湍流度约为0.1%~0.3%,与前期测量结果相符。试验结果证明了所建立理论方法的正确性及利用恒温热线风速仪变过热比方法测量可压缩流湍流度的可行性。     

某民用涡扇发动机飞行包线内吸雨量计算分析

分析吸雨对发动机工作性能的影响,首要的是确定能被发动机吸入的雨量。通过综合考虑适航规章要求的大气雨水分布、环境温度、飞行速度、发动机功率和聚集效应对发动机吸雨的影响,结合完整的推力调节计划,计算分析了某民用大涵道比涡扇发动机在不同推力等级下全飞行包线内风扇进口水气比(WAR)。结果表明:在同一马赫数下,风扇进口水气比在6 100m处达到最大;在该高度以下,水气比随着高度的增加而增大;在该高度以上,水气比随着高度的增加而减小;飞行马赫数越大、环境温度越高,水气比也越大;并且标准天空中慢车推力下的风扇进口水气比最大可达到7.38%。该计算方法可为民用涡扇发动机吸雨适航取证的关键点分析提供参考。