建筑“光储直柔”系统中直流家用电器技术及标准进展研究

随着能源革命的深入进行,用电终端也将迎来新的变革,建筑“光储直柔”系统中直流家用电器具备储用一体、直流、柔性等典型特征。该文围绕直流家用电器相关的技术和标准,梳理了国内外相关标准制定情况,依据上述研究构建了直流家用电器的标准体系,并分析阻碍直流家用电器及相关领域产业化的核心技术,提出技术标准重点研究内容。最后对未来研究方向进行展望,以期为“光储直柔”直流家用电器的进一步深入研究、探索提供参考。

热风洞温度系统的无模型自适应级联控制

热风洞能够为高温热电偶动态标定和航空发动机叶片热强度测试等应用场景提供均匀且稳定的温度场,如何对热风洞所产生的热气流进行宽温范围的温度控制是一个难点。为此,建立了热风洞燃油流量和燃烧室温度的数学模型;设计了一种内环为增量式比例积分微分(PID)和外环为无模型自适应控制(MFAC)的级联控制方法,增量式PID控制器控制燃油流量,MFAC控制器控制燃烧室温度,实现了对燃烧室温度的有效控制;进行了不同目标温度的数值模拟和试验研究,并与FuzzyPID-PID级联控制方案和传统的级联PID控制方案进行了对比测试。试验结果确认了所提控制方案的可行性与优越性。

高低温环境模拟系统MATLAB仿真研究

在MATLAB仿真软件平台上 ,针对高低温环境模拟系统 ,首先以建立系统动态仿真模型为目的 ,以单个设备为基本模块 ,以状态、质量连续、能量守恒、动量守恒等方程为基础 ,以MS Function函数与封装模块为基本方法 ,建立了高低温环境模拟系统MATLAB仿真模型库 ,然后在此基础上搭建了实际系统仿真模型 ,最后采用MATLAB图形窗口、ActiveX数据传输技术相结合的设计方法开发了系统仿真应用软件 .实践证明该方法效率高 。

飞机吊舱热系统计算机仿真研究

建立了电子吊舱热系统仿真模型 ,并利用仿真软件对其进行动态仿真研究 ,得到了吊舱冷负荷及主要温度参数沿一定飞行包线的变化情况 ,辅助完成了制冷系统的选型及校核检验工作 ,并为吊舱的结构参数优化提出了合理性建议 .

CFD-FASTRAN气动热计算模型及网格效应分析

介绍了CFD-FASTRAN软件五种湍流模型。通过B-L湍流模型不同网格气动热计算结果的对比分析,说明近壁面第一层网格间距须保证y+值处于所选湍流模型要求值范围的1/3左右,才能保证计算结果的准确性。进一步通过直二次圆锥形不同湍流模型计算与试验的对比结果,说明CFD-FASTRAN软件的k-ε及B-L两种模型求解高超声速气动热问题能达到较好的准确性,且B-L模型计算速度快、使用方便,更适宜于整机大型数值计算。

EASY5仿真软件在制冷系统仿真中的应用

以多相流库为例 ,介绍美国Boeing公司开发的EASY5仿真软件的理论基础及主要建模方法 ,并给出了一种风冷制冷系统仿真模型及仿真结果 ,供国内制冷系统仿真软件的开发工作参考。

基于MATLAB大型高低温环模仿真试验系统设计

在MATLAB仿真软件的基础上,采用模块化建模思想,搭建了大型高低温环模系统的仿真模型,并利用MATLAB图形开发工具开发了人机操作界面,利用ActiveX控制技术实现了仿真结果向图形界面的动态传输,利用DDE动态数据传输技术实现了仿真结果向FIX组态监控软件的动态传输,大大增强了该仿真系统在试前试验方案优化、可行性验证、系统流程和控制系统优化及技术人员培训等方面的作用。

高低温环模系统MATLAB仿真模型库搭建技巧

专业仿真模型库是利用MATLAB/SIMULINK交互式模块化建模环境进行系统仿真研究的基础。以系统仿真研究为目的,以单个设备为基本单元,以合理简化的动态模型为基础,以MS-Function函数及封装模块为基本方法,同时综合利用数字积分变量、Memory模块、函数数柄、全局变量及封装界面等设计技巧,搭建了高低温环模系统MATLAB仿真模型库。应用实例显示所建高低温环境模拟系统仿真模型库具有结构合理、模型齐全、通用性强及使用方便等特点,并易于推广应用到其它工热系统。

KM6大型空间环模器氦制冷系统仿真研究

以模块化建模的思想，将氦制冷系统划分为网络部分和换热部分。针对各设备在系统中的网络特性分别建立其数学模型及系统仿真模型，并利用仿真软件对整个系统进行仿真计算，对氦制冷系统的静、动态特性进行分析，得出对设计和调试有用的结论。

机载液压系统的燃油/空气引射换热器仿真研究

分析指出某机载燃油/空气引射换热器结构具有大阻力引射特性,通过采用带阻力的大气压力边界条件取代其板翅式换热器模型,实现了整个引射换热器数值模拟。与试验数据间对比结果显示该文给出的数值模拟方法可以获得较好的计算结果,地面试验时换热器存在较大的热平衡误差。

延迟断脐和断脐前新生儿放低位置对新生儿黄疸的影响

目的比较延迟断脐、断脐前新生儿放低位置与常规断脐对新生儿黄疸的影响。方法回顾性选取2020年2月至2021年2月中国人民解放军联勤保障部队第九〇八医院收治的产妇608例,依据断脐时间及方法分为延迟断脐、断脐前新生儿放低位置组(延迟断脐组,延迟2~3 min)、常规断脐组(娩出后20~30 s)两组,每组各304例。统计分析两组新生儿血红蛋白、新生儿经皮胆红素水平、血清总胆红素水平、黄疸指数、新生儿生理性黄疸、病理性黄疸发生情况,新生儿贫血、脐炎、脐部残端渗血、胆红素脑病、高胆红素血症发生情况,脐血出血量、产后胎盘残余血量、脐部残端脱落时间及产妇满意度。结果两组新生儿产后即刻、产后1 d、2 d、3 d、4 d、5 d血红蛋白水平均逐渐升高,产后即刻、产后1 d、2 d、3 d、4 d的经皮胆红素水平均逐渐升高,产后4 d的经皮胆红素水平均低于产后5 d,差异均有统计学意义(P<0.05);产后即刻、产后1 d、2 d、3 d、4 d、5 d,延迟断脐组新生儿的血红蛋白水平均高于常规断脐组,差异均有统计学意义(P<0.05),但两组新生儿的经皮胆红素水平之间的差异均无统计学意义(P>0.05)。两组新生儿出生后1、2周的血清总胆红素水平、黄疸指数比较,差异均无统计学意义(P>0.05)。两组新生儿生理性黄疸、病理性黄疸发生率比较,差异均无统计学意义(P>0.05)。延迟断脐组新生儿贫血、脐炎、脐部残端渗血发生率均低于常规断脐组,差异均有统计学意义(P<0.05),但两组新生儿的胆红素脑病、高胆红素血症发生率比较,差异均无统计学意义(P>0.05)。延迟断脐组脐血出血量少于常规断脐组,产后胎盘残余血量少于常规断脐组,脐部残端脱落时间短于常规断脐组,差异均有统计学意义(P<0.05)。延迟断脐组产妇满意度(97.37%)明显高于常规断脐组(92.11%),差异有统计学意义(P<0.05)。结论延迟断脐、断脐前新生儿放低位置与常规断脐对新生儿黄疸的影响类似,但能够有效提升新生儿血红蛋白水平,减少新生儿贫血、脐炎、脐部残端渗血的发生,降低脐血出血量、产后胎盘残余血量,缩短脐部残端脱落时间,提升产妇满意度。

关注民机生保救生技术与整机救生方案

生保救生技术对进一步提高飞行事故中乘员生存率、保障民航业正常发展具有重要意义,值得引起足够关注。本文详细介绍了民机生保救生技术的主要研究内容及当前国外主要研究热点,并对民机整机救生方案的可行性技术研究基础进行了一定分析。

综合机载机电及环控系统新技术

首先对美国两种飞机综合机载机电系统发展方案做简单介绍 ,并进一步介绍了其中公共设备 (机载机电 )管理系统、多电飞机、“热油箱”燃油热管理系统、组合动力装置和热 能量管理组件等新技术概念内涵与关键问题 。

高超声速飞行器热载荷计算及影响因素分析

对吸热式热防护系统和液氮为冷源的高超声速飞行器热控系统,分别采用辐射热平衡法和双层集总参数法,建立了隔热层和舱内温度场的热力学模型,实现了气动加热、隔热层导热及舱内温度场等各传热环节的解耦.在此基础上,按照X-34验证机的飞行剖面对高超声速飞行器电子设备舱热载荷进行了计算,并分析了隔热层厚度、舱内冷却气体流速及液氮量对舱内温度和电子设备温度的影响.结果表明,该方法对热传递过程各环节响应特性能够较准确的分析,在工程方案初步设计阶段具有重要的应用价值.

高温燃气风洞加热特性仿真分析

提出了利用亚音速高温燃气流进行近空间高超飞行器热环境地面模拟的试验方案,在试验装置试验段,通过高温高速的燃气流引射低速的冷气流,达到仅使飞行器头锥驻点附近区域产生局部高温而其余头锥蒙皮表面低温的目的.对某型高超音速飞行器的头锥利用高温燃气进行加热并利用CFD(Computational Fluid Dynamics)方法对13种模拟工况进行了数值仿真分析.将数值模拟计算结果与飞行器在高超音速飞行状态下对应机体部位气动热的理论计算值进行了对比,证实了亚声速高温燃气热环境模拟方法的可行性,为高温燃气地面模拟设备技术方案论证提供了依据.

高空高速飞行器飞行环境物理仿真研究

针对飞行时间短、速度和高度变化快、工作环境又十分严酷的飞行器,结合航空和航天领域现有相关技术,提出了适合于高空高速飞行的地面物理仿真试验方法——瞬态热平衡物理仿真试验技术。其中,气动热环境下蒙皮表面温度的计算机仿真和物理仿真是瞬态热平衡物理仿真试验技术的中心环节。阐明了把蒙皮表面温度仿真结果作为试验控制参数的思想,并着重介绍了高空高速飞行过程中蒙皮表面温度的动态仿真方法、物理仿真方法以及基于模糊控制的温度控制策略等关键问题,尤其是通过仿真实例分析了基于工程预测方法的动态仿真过程。

高温燃气热环境加热特性的试验方法研究

简述了利用高温燃气流引射常温空气对近空间高超声速飞行器头锥部件进行地面热环境模拟的实验方法,试验段高温燃气流引射常温空气使飞行器头锥部件达到驻点附近区域高温而其余蒙皮表面低温的高超声速气动热分布特点。应用CFD计算流体力学软件FLUENT对试验段头锥试件表面的流动加热特性进行了数值分析,得到了高温燃气引射常温空气在不同试验设计条件下试件表面温度分布特点。数值模拟计算结果与飞行器在高超声速飞行状态下对应机体部位气动热的理论计算值进行对比,证实利用高温燃气进行热环境模拟的方法是可行的,为相关的热环境地面模拟设备方案论证提供依据。

高空高速无人飞行器热控制系统设计

针对飞行时间短、速度和高度变化快、表面温度波动大的无人飞行器UAV(UnmannedAerialVehicles)热控制系统设计难题,提出了一种可解决实际工程问题的热分析计算方法.即把热天工况、冷天工况和标准天工况作为设计试验工况;采用参考温度法、高超音速工程预测法或计算流体动力学CFD(ComputationalFluidDynamics)数值模拟法,确定了飞行器表面温度分布,并把其作为后续热分析数学模型的外边界条件;分析结构热容量对瞬态热载荷的影响,建立与之相应的边值问题方程,并采用有限差分法求解;根据高空高速飞行特点及瞬态热载荷值,确定仪器设备舱调温系统方案.

一种新型风口边界条件设置方法的研究

采用CFD方法对圆形喷口单股等温自由射流进行数值模拟研究,提出了一种新的用于风口模拟的盒子分区计算模型。先将计算结果与Elsaadawy(1998)、Hussein(1994)实验数据和经典射流公式进行对比,选定合适的湍流模型,后通过对盒子分区计算模型的结果分析对比,说明该模型的可行性,为复杂风口大空间流场计算提供了一种新的思路。

基于双模型滤波算法的环控系统换热器故障诊断

在建立飞机环控系统数学模型的基础上,提出采用双模型滤波方法进行参数估计、状态预测和故障诊断,提高飞机环控系统故障诊断的快速性和准确性。如果采用最小二乘算法,参数估计是静态的,故障诊断延迟一般较大;采用单模型扩展Kalman滤波算法,虽然能够实现动态估计,但不能同时兼顾稳态过程和过渡过程(突发故障)的参数估计,导致误差较大。为了解决上述难题,针对飞机环控系统换热器故障诊断,提出两模型滤波算法。该算法由两个滤波器组成,分别用于跟踪系统的稳态和过渡过程。由于采用了两滤波器模型分别匹配不同的系统特征,能够改善飞机环控系统不同状态下的参数估计和状态预测性能,从而提高系统故障诊断的精度和速度。仿真结果证实了该算法的有效性。