高压压气机叶栅的高速模型和低速模型的相似变换准则

本文以相似理论为基础 ,从线性小扰动方程、跨音小扰动方程和全扰动势方程出发 ,推导出一组在进口马赫数不同时 ,保持两组叶栅气动力相似的变换准则。变换涉及跨音与亚音 ,跨音和不可压 ,亚音与不可压及其全扰动的情形。应用二维和准三维无粘数值计算方法进行数值验证 ,证明了变换关系在无粘下的正确性。文中使用了局部线化概念和一些假设 ,其合理性一并由数值试验得到证实。本文在理论和数值试验上为压气机叶栅的高速模型和低速模型之间的相似变换提供了必要的基础。

直接转矩控制异步电动机低速模型研究

为了能观察直接转矩控制下异步电动机低速阶段的控制特性,介绍了一种适用于异步电动机低速运行阶段的控制系统模型。通过Matlab/Simulink依据模型内部数学关系对异步电动机低速直接转矩控制系统进行建模和仿真;同时,介绍了低速模型中异步电动机模块和磁链观测模块的构建方法和过程。仿真结果表明,低速模型具有抑制因电机定子电阻变化而引起定子磁链观测误差的性能。

低速颤振模型的动力学特性设计

飞机在打样设计阶段除了需要满足结构强度和刚度要求外 ,还必须满足颤振稳定性要求。根据相似理论 ,并利用结构优化设计方法 ,对某机翼低速颤振吹风模型的动力特性 (模型的一阶弯曲、一阶扭转和二阶弯曲频率 )进行了设计。此方法改变了仅凭经验反复试凑的设计调参方法 ,提高了模型设计的效率 ,缩短了设计周期 ,具有良好的工程应用前景。

AG600飞机尾段低速颤振模型通过验收评审

2015年6月6日，AG600大型灭火/水上救援水陆两栖飞机尾段低速颤振模型通过验收评审。至此，中航工业特飞所/中航通飞研究院承担的历时近一年的模型设计、加工及地面相关试验工作圆满完成，即可转入后续模型风洞试验工作。

AG600飞机尾段低速颤振模型风洞试验完成

2015年9月14日，大型灭火/水上救援水陆两栖飞机（AG600）尾段低速颤振模型在中国航天十一院FD-09风洞完成106个试验状态风洞试验，试验结果与理论计算吻合良好。至此，AG600飞机尾段低速颤振模型试验全部完成。

C919飞机引导性全机低速颤振模型风洞试验圆满完成

经过21天紧张有序、持续不断的试验。C919飞机引导性全机低速颤振模型风洞试验于2013年5月15日商标准圆满完成。

刻槽弹侵彻混凝土受力模型研究

利用混凝土材料的动态球形空腔膨胀理论,建立了针对刻槽弹体的低速花瓣形受力模型和高速圆孔形受力模型,并采用这两种模型计算了刻槽弹体侵彻混凝土的侵深。结果表明:当初速低于1 000m/s时,运用低速花瓣形受力模型计算得出的侵深和实验值的误差小于11%;当初速高于1 000m/s时,运用高速圆孔形受力模型计算出的侵深和实验值的误差约为20%。综合实验过程和实验误差分析可知,建立的刻槽弹侵彻混凝土受力模型可用于刻槽弹对混凝土的侵彻能力分析。

气缸运动控制系统的设计与研究

针对气缸低速运动会产生非线性摩擦力及干扰因素灵敏度较高等问题,建立了运动控制系统数学模型,并采用基于自适应神经网络补偿的PD控制算法进行位置跟踪控制。在传统直流伺服控制系统数学模型的基础上加入了气缸低速摩擦力数学模型并进行控制,能有效地抑制气缸摩擦力引起的爬行现象,保证气缸运动的平稳性。同时,采用径向基函数神经网络逼近不确定非线性函数,结合常规的PD控制算法设计控制器,实现高精度的气缸系统的跟踪控制。Matlab仿真结果表明:所建立的数学模型及采用的控制算法能有效地实现气缸控制系统的位置跟踪。

低速颤振模型的动力特性设计

在飞机打样设计阶段除了需要满足结构强度和刚度要求外，还必须满足颤振稳定性要求，根据相似理论，并利用结构优化设计方法，对某机翼低速颤振吹风模型的动力特性－包括模型的一阶弯曲、一阶扭转和二阶弯曲频率进行了设计。改变了过去那种凭经验反复试凑的设计调参方法，提高了模型设计的效率，缩短了设计周期，具有良好工种应用前景。

低速模拟技术在高压涡轮级中的应用

借鉴低速模拟技术在航空发动机高压压气机研究中的成功经验,探索了将其应用于高压涡轮部件时的气动设计方法,提出了一种改进的叶型重设计方法.以此方法为设计准则,选取E3发动机高压涡轮的第1级为原型高压涡轮,设计了与其相似的低速涡轮试验设备.在设计过程中保证了两者之间相等或相近的稠度、展弦比等结构参数,相近的效率、负荷系数、沿径向分布的效率和气流角等气动参数,以及类似的无量纲叶片表面等熵马赫数分布形式.数值模拟结果表明:由于低速涡轮设备的落压比、总温比等参数均与原型高压涡轮差别较大,压气机低速模拟中常用的流量系数、叶片表面压力分布等相似参数不再适用.按照给出的结构和气动相似参数所设计的低速涡轮模型达到设计要求,其能够反映出原型高压涡轮主要的气动参数变化趋势,能够作为涡轮内部气动热力学研究的试验载体.