摘要：为了有效解决多传感器安装的困难和音轮转子不平衡问题,研究了一种基于新型音轮的涡桨发动机桨距-相角-转速一体化测量方法,提出带有多个常规齿和一组对称标志斜齿的新型音轮结构,经过信号处理模块把传感器波形调理成方波,分析方波边沿时刻就能获取螺旋桨的桨距、相角和转速。通过COMSOL数值仿真研究了不同音轮结构对电压波形及测量精度的影响,设计了涡桨发动机桨距-相角-转速一体化测量试验台。试验结果表明,在非极端齿位差角范围内,桨距和相角的误差曲线呈现很好的线性特性,经过线性补偿修正后,桨距、相角和转速测量精度可以分别控制在±0.7%,±0.05%和±0.027%,可以满足涡桨发动机控制精度需求。

摘要：为研究起动过程中激波运动对非对称喷管性能的影响,采用非定常数值模拟方法对基于最大推力理论设计的超燃冲压发动机喷管地面起动过程开展了研究。结果表明,喷管起动过程中由于进口气体与管内气体压比较大,主激波形成并向下游运动;为匹配主激波扫掠后的高压区和进口气流膨胀形成的低压区,形成一道左行的二次激波。起动过程可分成两个阶段:第一阶段是主激波与二次激波共同扫掠阶段,主激波在喷管进口产生并向下游运动,此阶段推力大幅上升;当主激波扫过上壁面末端时喷管升力大幅升高。第二阶段是二次激波扫掠阶段,左行的二次激波随主流向下游运动,推力小幅下降并趋于稳定,升力显著降低并趋于稳定。进一步研究了运动激波速度的变化,发现主激波速度持续减小,二次激波相对于主流的左行速度在喷管内和离开喷管后分别增大和减小。进一步地,对比了一维运动激波理论推导出的激波速度和数值模拟的激波速度,发现可以用一维运动激波理论预测起动时间,但需考虑喷管下壁面末端膨胀波的影响。

摘要：针对风力机变桨距执行机构突变故障,提出了基于风速估计的自适应状态反馈滑模容错控制策略.首先,设计了基于自适应状态反馈滑模理论的鲁棒主动容错控制器,并结合全阶补偿器对控制律进行设计;然后,利用基于变速灰狼优化算法的组合径向基函数神经网络实现风速估计,可以改善风速测量精度并提高控制系统可靠性;最后,根据线性矩阵不等式和Lyapunov理论对控制器稳定性进行讨论,并与现有控制策略进行比较.仿真结果表明,在健康/故障的变桨距执行机构条件下,所提容错控制方法均能获得较好的控制效果.

摘要：为实现多模态冲压燃烧室全工况范围内的可靠点火及稳定燃烧,提出一种壁式稳定器和径向稳定器组合设计方案,以提高在高速来流下的点火性能。数值研究了壁式+径向组合稳定器在不同结构参数下的流动特性,试验测量不同结构组合稳定器的点火极限,并利用回流率、质量交换率以及流动停留时间等参数揭示稳定器结构参数对点火性能的影响。研究结果表明:台阶高度及径向稳定器倾角通过改变流场结构进而影响点火性能。台阶高度越高,回流区结构越大,点火极限越低;在与径向稳定器组合后,值班稳定器内回流区沿径向稳定器向主流冷流区延伸,散热增强,同时点火释放能量易被径向回流带出值班区,因此点火极限增加。随着径向稳定器前倾角度增加,回流区与主流质量交换增加,流动停留时间缩短,导致点火性能的降低。

摘要：为了进一步研究几何非对称的高超声速内转式进气道流动特性,通过特征线法设计了基于多道激波加等熵压缩波的基准流场,在此基础上通过流线追踪法设计了双模块内转式进气道。通过数值仿真和风洞试验相结合的方法,获得了内转式进气道的内外流特性。研究结果表明:在内转进气道最大半径对应的角区位置存在大量的边界层堆积,受第二道激波/边界层干扰,在激波根部卷起锥形旋涡。在内转式进气道内部,唇罩激波和管道边界层干扰显著,管道内存在自唇罩指向压缩面的强周向压力梯度,从而诱导管道内边界层均往一处汇聚,卷起大尺度流向涡。仿真和试验结果表明,在来流马赫数5.74,攻角0°状态下,进气道气动性能优良,出口总压恢复系数系数达到0.58,最大抗反压为112倍。

摘要：为给前体带有悬臂预喷注结构的吸气式高超声速飞行器进气道设计提供参考,本文设计了一种带有悬臂预喷注结构的压缩斜楔模型,采用数值仿真方法研究了该结构喷注前后的流场特性,并分析了悬臂截面形状变化以及悬臂外径变化对该流场的影响。结果表明:在楔面上设置悬臂预喷注结构,其产生的诱导激波会增加楔面激波的强度和激波角,并在悬臂下游产生一定范围的低总压区域,喷注后在悬臂喷注结构下游可获得面积较大、距壁面一定距离且氢气与空气分布较均匀的掺混区域。不同悬臂截面形状对楔面激波的影响较小,使用方形截面的悬臂结构会增加悬臂下游低总压区域的范围,但氢气与主流的掺混性能有显著提高。增加悬臂外径会使悬臂诱导激波对楔面激波的影响增加,悬臂后方低总压区域的范围增大,但在本文研究范围内对氢气与主流的掺混性能影响较小。因此,在前体带有预喷注结构的进气道设计过程,可根据要求选择合适的悬臂截面形状,而在使用圆形截面悬臂时尽可能选择较小的悬臂半径。

摘要：为建立一种适用于大包线、变状态的高精度、高实时性航空发动机机载自适应稳态模型,提出一种基于神经网络和推进系统矩阵相融合(NN-PSM)的机载自适应稳态模型建模方法。该方法基于小偏差线性化方法对发动机进行线性化来提取推进系统矩阵,用于表征机载模型与发动机之间的输出偏差量。基于神经网络建立发动机基线模型,用于映射飞行条件与发动机输出量之间的关系,利用神经网络的强拟合能力提高机载模型的稳态精度;设计卡尔曼滤波器实时估计发动机健康参数,提高模型的自适应能力。在大包线、变状态的飞行条件下进行仿真验证,并与传统的复合推进系统模型(CPSM)进行对比,结果表明:NN-PSM模型的平均精度在0.66%以内,而CPSM的平均精度为2.07%以内,运行时间仅为CPSM的1/10,且具有数据存储量少的特点。

摘要：提出一种具有强化散热结构的短测管型总压探针方案,建立了总压探针的多物理场数值模拟模型,提出一种基于数值模拟和改进粒子群算法的总压探针结构联合优化方法,采用混合网格划分技术减少网格数量,以正态分布初始化粒子位置,同时增加种群学习因子和自适应邻域比例,提高算法的优化效率。数值仿真结果表明,数值模拟模型中网格顶点数量减少了47%,改进后优化算法迭代代数减少了37%,优化效率高,获得的总压探针结构满足温度约束,且长度短、质量轻。

摘要：为了实现倾转旋翼机旋翼变转速过程中动力系统的高品质控制,提出了基于序列变速的倾转旋翼动力系统综合控制方法。在两级变速传动机构与变速动力涡轮涡轴发动机的基础上,设计倾转旋翼序列变速控制(SSC)算法,以实现低功耗变转速控制。为解决SSC过程中涡轴发动机重新接入时动力涡轮转速下垂过大的问题,提出并设计结合自适应总距前馈与增益自调度的动力系统综合控制方法,利用发动机输出扭矩与旋翼转速的变化率适应性调节控制器增益,以达到改善动力系统响应品质的目的。结果表明:相比于同步变速控制,SSC可使换挡过程中离合器的功率耗散有效降低40%以上;相比于自适应总距前馈,带增益自调度补偿环节的动力系统综合控制方法可使序列变速过程中动力涡轮转速的下垂量减小27%以上,呈现出更优越的动态控制性能。

摘要：针对极限工况下匹配机械弹性电动轮(mechanical elastic electric wheel, MEEW)的汽车由于底盘强耦合特性而产生的子系统干涉问题进行研究.以主动前轮转向(active front-wheel steering, AFS)系统与直接横摆力矩控制(direct yaw moment control, DYC)系统为研究对象,利用非合作反馈Nash均衡博弈理论设计了子系统权重可变的博弈协调控制器,通过耦合黎卡提方程及其迭代变换求得在Nash均衡点处的理想输出结果.通过CarSim/Simulink联合仿真平台对控制机构进行车速为100 km·h^(-1)、路面附着系数为0.3的双移线工况仿真试验.结果表明:所设计的协调控制器能够实现AFS/DYC实时协调,在极限工况下,匹配MEEW的汽车在该控制器作用下的稳定性优于单一叠加最优控制器作用的稳定性,且汽车的质心侧偏角和横摆角速度的跟踪误差分别为0.48°~0.81°和0.035~0.425 (°)·s^(-1).