涡轮基组合循环发动机进气道设计

采用等激波强度的方法,考虑进气道的气动性能和进气道前体斜板的调节规律。对高超声速涡轮基组合循环发动机的二维混压式几何可调进气道的设计进行了探索。控制进气道喉部出口马赫数的大小,给出了三斜板内外混合压缩进气道设计点的几何尺寸和非设计点的斜板调节规律。运用二维CFD数值计算手段,通过求解欧拉方程,对所设计进气道在不同飞行条件下的流场进行了计算。计算表明,设计的进气道结构简单,附加阻力小,总压恢复系数高,低速起动性能好,调节规律容易实现。     

壅塞可调固体火箭冲压发动机性能计算

综合给出了二维超声速进气道特性,并将其应用于壅塞可调固体火箭冲压发动机性能计算中,建立了壅塞可调固体火箭冲压发动机特性计算方法.通过调节燃气发生器喷管喉道面积保持给定空燃比不变.根据飞行速度/高度计算出了发动机非设计点性能和相应的燃气发生器喉道面积变化规律.结果表明,飞行速度/高度对燃气发生器喉道面积调节计划产生相当大的影响;当飞行高度低于设计高度时,高度变化明显改变进气道-发动机匹配工作点,高空低马赫数飞行时,进气道位于严重亚临界工作状态,明显降低了超声速进气道稳定工作范围.     

进气道调节系统数字式控制器的设计与实现

某飞机进气道调节系统数字式控制器与进气道斜板位置传感器配套使用,形成斜板控制指令。由执行机构驱动斜板运动,改变进气道喉道面积,使进气道出口空气流量和流场满足发动机工作需求。通过数字仿真,对该斜板调节规律进行研究。分析了数字式控制器控制交联接口关系,提出数字式控制器的实现方案。论述了数字式控制器的软件设计。用地面试验和飞行试验对数字式控制器进行验证,结果证明该数字式控制器有效、准确、可靠。     

双进气道柴油机可调涡流进气道匹配规律

研究双进气道柴油机进气道的涡流比和流量系数对进气涡流调节规律的影响.在稳流气道实验台上,对两种典型的双进气道柴油机的切向气道、螺旋气道的进气流动特性和进气涡流调节特性进行试验,采用横挡板遮挡切向气道入口方式调节进气涡流.试验结果表明,在一定范围内,涡流比和流量系数之间存在线性折中关系.通过数学公式的推导和分析可知:在对柴油机的两个进气道进行匹配时,如果要拥有良好的进气涡流可调性,被调进气道流量系数应取较大值,涡流比应取较小值,不调节进气道的涡流比应取较大值.     

板式楼梯斜板厚度取值的讨论

对板式楼梯斜板厚度取值公式ｈ＝ （１／２５～１／３０） Ｌ进行分析。在考虑荷载长期效应组合的基础上,运用弹性内力分析方法,对板式楼梯中的斜板进行强度和挠度计算,得出 Ｌ 应为梯板斜长的结论,并建议给出ｈ 的合理取值范围,为教学和设计提供依据。     

螺旋桨运输机进气道阻力特性分析

以某型螺旋桨运输机带动力装置飞行试验台为研究对象，建立了三维流场模型，采用CFD进行了网格划分及数值计算。以前期飞行试验数据和发动机热力循环模型计算结果为边界条件，开展了不同飞行马赫数、高度及桨叶角的数值计算。选用桨叶角表征发动机状态，分析了不同飞行高度、马赫数、螺旋滑流对进气道前罩作用力和附加前体力影响的变化规律。计算结果表明：不同高度、桨叶角及马赫数均会改变进气道阻力，在马赫数0.5，高度4 km状态下，桨叶角由40°增大至50°，前罩作用力减小1 700 N，附加前体力减小3 600 N,而附加前体力系数及前罩作用力系数随飞行高度基本不变。进气道阻力特性研究为后续试飞中确定涡桨发动机外部阻力特性分析提供了数据支持。     

双层水平板式防波堤结构模态分析

双层水平板式防波堤是由上下两块相同尺寸的薄板构成,横梁、桩帽和桩基是水平板的支撑结构.文章对双层水平板式防波堤结构的箱型水平板进行模态分析.运用有限元软件Ansys分析结构的固有振动特性,确定出结构的自振频率和相应的模态振型,研究箱型水平板结构是否会与波浪作用发生共振,为双层水平板式防波堤的动力分析作参考.     

直升机进气道防冰试验方法设计与试验初探

进气道结冰是飞机结冰中最危险的情况,造成降低发动机功率、增大了飞行负载等一系列危害,因此,发动机进气道防冰试飞尤为重要。本文在对国军标及适航相关标准研究的基础上,结合国外结冰的地面试验及飞行试验方法,设计了一种新的进气道防冰系统测试及试验方法,并开展试验验证,通过对试验结果深入分析发现了试验方法的不足,对后续直升机进气道的防冰试验具有指导意义。     

汽车空调变排量压缩机排量调节技术进展

在对国内外大量技术文献调研的基础上,以GM公司V5与日本电装公司7SB16两种类型变排量压缩机为例,对摇板式和斜板式变排量压缩机的结构组成及其排量调节原理进行了分析.针对斜盘式变排量压缩机控制阀电子控制技术研究现状,讨论了变排量压缩机控制阀直动电磁式与步进数字式控制技术原理及其特点,指出步进数字式控制技术在变排量压缩机中的应用更具有技术潜力.     

直升机进气道防冰试验方法设计与试验

进气道结冰是飞机结冰中最危险的情况,有可能降低发动机功率、增大了飞行负载等一系列危害,因此,发动机进气道防冰试飞尤为重要。在对国军标及适航相关标准研究的基础上,结合国外结冰的地面试验及飞行试验方法,设计了一种新的进气道防冰系统测试及试验方法,并开展试验验证。通过对试验结果深入分析发现了试验方法的不足,对后续直升机进气道的防冰试验具有指导意义。     

失控车辆在避险车道制动床上减速过程的 三维离散元模拟

由于中国避险车道设计规范或指南不完善,存在设计缺陷的避险车道易诱发失控车辆冲出避险车道末端或在制动床上侧翻等事故,严重威胁驾驶员生命。以往研究还不能体现车轮沉陷变形对失控车辆减速作用的影响。为此,从颗粒层面入手采用离散元方法,分别构建集料离散元和车轮离散元,在PFC^3D软件平台建立集料－车轮三维离散元模型；采用模拟静力三轴压缩试验标定集料离散元颗粒微观参数；采用实车足尺试验数据标定车轮离散元颗粒微观参数。利用标定后模型对失控车辆在避险车道制动床上的减速过程进行数值模拟,设计4组数值模拟试验分析失控车辆车轮沉陷深度、停车距离的变化规律。研究成果为避险车道制动床长度设计和集料铺筑厚度设计提供了理论依据,对避险车道设计规范或指南的完善具有指导意义。     

进气道旋流畸变地面模拟与测量试验

基于飞行试验的应用特点,提出了进气道旋流畸变测试方法和评定指标,以某发动机试车台为试验平台,搭建了旋流模拟与测量系统,进行了整体涡旋流、对涡旋流、局部涡旋流的模拟与测量试验,验证了旋流模拟、测量方法与评价指标的有效性.建立三维数值模型进行了相应工况数值计算,并将试验结果和数值计算结果进行分析对比,发现结果吻合良好,误差较小.研究结果表明:研制的旋流发生器可模拟出不同涡结构和强度的旋流畸变,其中整体涡强度可达17°;提出的旋流测量方法行之有效且精度较高,旋流评定指标合理可行,能够较为直观地反映出旋流流场的强弱和结构,可应用于飞行试验.研究结果为后续型号进气道旋流畸变试飞提供了技术储备.     

基于倾角传感器的坡道角度识别研究

针对坡道角度识别问题,探究汽车车身倾角传感器信号与坡道角度的关系。分析了汽车在坡道上的受力,并对车身倾角与前、后悬架伸缩量的关系进行探讨。根据悬架与轮胎变形量推导出坡道误差角。运用Matlab/Simulink建立数学模型并进行仿真,生成坡道误差角曲线。结果表明:坡道误差角随着坡道角度增加而增大,限值可达6.5%,本文的识别方法可有效消除这一误差,提高坡道角度识别的精确度。     

DC/DC变换器中的斜坡补偿法扩展及其理论分析

针对峰值电流模式控制Boost变换器的动力学模型,详细分析了斜坡补偿法控制混沌的原理,并针对占空比D>50%时发生分叉的现象,将传统的锯齿波补偿控制混沌改为三角波扰动,通过仿真发现可以很好地控制混沌且控制结果可以得到原混沌吸引子中的不稳定周期1,而且可以找到最优扰动相位和最小扰动幅度。对此进行理论分析可以给出三角波有效控制的最优相移和幅度的预计,从而为变换器的稳定设计提供了理论指导,有一定的实用价值。     

基于ALINEA算法的上海快速路入口匝道控制方法

通过分析上海典型匝道--内环内侧武夷路上匝道,将国外运用较为成功的单点控制方法--ALINEA算法,在附加考虑匝道排队长度限制的基础上,运用于实际的工程实践.经过离线模拟,发现主线速度得以提高,同时匝道流量的脉冲性被一定程度地平滑了.故认为:以ALINEA算法为基础的控制方法,适用于上海快速路入口匝道控制.     

可接受间隙匝道控制策略及其参数标定研究

对城市快速路入口匝道控制的作用和几种常用方法的优缺点进行了分析,结合广州市内环路的实际特点,提出了广州内环路入口匝道采用可接受间隙控制的方法。在此基础上,对入口匝道控制的临界交通量参数进行了调查与标定,为系统的应用打下坚实基础。     

基于BP神经网络的入口匝道控制器的设计

入口匝道控制系统是一种复杂的非线性时变系统，难于用数学准确建模，因此用数学建模的方法实施控制难度较大，本文中根据入口匝道控制原理分析了交通控制中需检测的交通量参数，并据此设计了神经网络控制器，并对这一控制器进行了仿真，仿真结果显示，神经网络用在入口匝道控制中可取得良好的效果。     

互通式立交-匝道施工坐标计算方法

在进行互通式立交——匝道坐标计算时，由于某些线路的特殊连接，会给计算工作带来意想不到的麻烦，本文通过对“复中设缓曲线”原理的引入，较详细的介绍在计算此类线路时的必要判断方式和计算方法，供从事匝道测量施工人员参考。     

Aerodynamic optimization and evaluation for the three-dimensional afterbody/nozzle integrated configuration of hypersonic vehicles

The optimization of 2D expansion lines and key parameters of three-dimensional configurations was carried out under simulated conditions of Mach 6.5 and a flight altitude of 25 km for an integrated configuration of the afterbody/nozzle of a hypersonic vehicle.First,the cubic B-spline method was applied to parameterize the expansion lines of the upper expansion ramp.The optimization procedure was established based on computational fluid dynamics and the sequential quadratic programming method.The local mesh reconstruction technique was applied to improve computational efficiency.A three-dimensional integrated configuration afterbody/nozzle was designed based on the two-dimensional optimized expansion lines.The influence rules incorporated certain key design parameters affecting the lift and thrust performance of the configuration,such as the ratio of the lengths of the lower expansion ramp to the afterbody (l/L),the dip angle of the lower expansion ramp ω,and the ratio of exit height to the length of afterbody (H/L).Under these conditions,we found that the integrated configuration has optimal performance when l/L=1/6,H/L=0.35 and =10°.We also showed that the presence of a side-board promotes lift and thrust performance,and effectively prevents the leakage of high pressure gas.