具射流反作用力喷砂除锈并联机构自抗扰控制

针对由喷砂除锈并联机构末端喷枪射流反作用力造成的非匹配干扰问题,提出一种喷砂除锈并联机构非线性自抗扰控制方法。采用解析法对并联机构进行运动学分析,采用拉格朗日法建立考虑非匹配干扰的并联机构动力学模型;通过应用等效输入干扰技术将系统的非匹配干扰转换为位于控制输入通道的匹配干扰,并与建模误差、关节摩擦力及外部干扰等集总为系统总干扰;设计非线性扩张状态观测器对系统集总干扰进行实时精确估计和补偿,进一步设计基于扩张状态观测器的自抗扰控制,以增强系统对集总干扰的鲁棒性,同时提高其轨迹跟踪控制性能。最后证明闭环系统的稳定性,并基于MATLAB软件和具射流反作用力喷砂除锈并联机构样机,对所提出控制方法进行仿真和样机实验,实验结果验证了所提出方法的有效性。

基于喷射环流反应器生产邻氨基苯酚的研究

喷射环流反应器,又称回路反应器,是由高压反应釜、换热器、泵和文丘里喷射器等组成的反应系统。邻氨基苯酚作为精细化工中的一种重要的合成中间体,被广泛应用于医药、染料等行业,有着良好的发展前景。本文报道了一种用喷射反应器生产邻氨基苯酚的工艺技术,在回路反应器中进行邻硝基苯酚加氢生产邻氨基苯酚的最优条件为:反应溶液中邻硝基苯酚的质量分数为2%,反应温度95℃、反应压力2.6 MPa、催化剂用量为3%。在此条件下反应物的转化率可以达到99.52%,产物邻氨基苯酚的选择性为99.67%。

反冲式喷杆结构参数对自旋性能的影响研究

针对反冲式喷杆结构参数设计缺乏理论支撑的问题,建立了高压水射流对喷杆反作用扭矩的数学模型和仿真模型,并通过对比分析数学模型和仿真模型的计算结果,研究了反冲式喷杆的内壁半径、斜孔孔径、斜孔数量等结构参数和进口高压液流量对反冲式喷杆反作用扭矩的影响,同时通过试验验证了数学模型和仿真模型计算结果的准确性。

反应性射流中湍流/非湍流界面附近标量输运特性

湍流/非湍流界面(turbulent/non-turbulent interface,T/NTI)层分隔开湍流区和非湍流区,研究T/NTI有利于加深对湍流区和非湍流区之间传质的理解。通过开展射流和环境流间发生二级非平衡基元反应(A+B→R)流场的数值模拟,研究了该流场中各组分在T/NTI附近的化学反应和标量输运特性。研究结果表明:反应性射流流场中对流项在湍流区域的标量输运中占主导地位。射流的上游处化学反应较为剧烈且随着流向逐渐减弱,在T/NTI层内及其附近均存在显著的化学反应,而下游T/NTI层附近的化学反应主要发生在远离T/NTI层的湍流核心区。在T/NTI层附近,反应物A和生成物R的输运机制呈现类似但相反的趋势。在无旋边界附近,反应物A和生成物R的输运主要由扩散和对流作用共同影响,但其浓度几乎不随时间发生变化。在T/NTI层内,反应物B的输运主要由对流作用影响,T/NTI附近的流动阻碍化学反应后所余较少的反应物B向无旋边界输运。

柴油加氢精制装置生产3^(#)喷气燃料可行性研究

介绍了某炼油厂利用15万t·a^(-1)柴油加氢精制装置试生产3^(#)喷气燃料的具体实施过程,通过对原料油馏程、操作参数的调整,采取降低反应温度、反应压力及分馏塔温度等一系列措施,以常减压装置常一线油为原料,成功生产出3^(#)喷气燃料。实践发现,140~255℃常一线馏分是生产3^(#)喷气燃料的适宜原料,操作参数相较于生产柴油时偏低,将反应压力从3500 k Pa降低至3200 k Pa,3^(#)喷气燃料的芳烃体积分数由7.33%上升至9.27%,满足大于体积分数8.50%的内控指标要求。3^(#)喷气燃料试生产的成功,证明柴油加氢精制装置具备在线切换生产柴油和3^(#)喷气燃料产品的能力,有效提升装置的经济效益和社会效益,对柴油加氢精制装置的产品转型提供了良好的工业范例。

基于量子化学计算的正己烷热解反应动力学模拟

为研究正己烷(n-C_(6)H_(14))的常压热解特性,提出了正己烷热解(NHP)模型,该模型使用基于误差传播的直接关系图(DRGEP)简化方法和色散校正密度泛函理论的B2PLYP/def2-tzvp方法,得到了一个包含33种物种和134个基元反应的简化机理。利用该模型计算了n-C_(6)H_(14)在不同温度下主要热解产物乙烯(C_(2)H_(4))、丙烯(C3H6)和丁炔(C4H6)的相对摩尔分数,并对n-C_(6)H_(14)的热解过程进行了反应路径分析。利用同步辐射真空紫外光电离质谱法(SVUV-PIMS)结合射流搅拌反应器(JSR)在温度为673~1103K、压力为1atm条件下对n-C_(6)H_(14)进行了热解实验,并与NHP模型进行了对比分析。结果表明:n-C_(6)H_(14)热解过程中最主要的产物是C_(2)H_(4),促使C_(2)H_(4)生成较为重要的两个反应的指前因子分别为6.01×10^(13)s^(-1)和2.18×10^(13)s^(-1)。在673~1023K温度范围内,结合量子化学计算得到的NHP模型对n-C_(6)H_(14)主要热解产物的相对摩尔分数进行了预测,与JetSurF 2.0模型相比,C_(2)H_(4)和C4H6的最大误差分别减小了27.9%和47.9%。反应路径分析表明,C_(2)H_(4)主要来源于己基的一系列β位断裂。

临近空间高超声速飞行器的直接力与襟翼复合滑模控制

为解决升力体构型再入高超声速飞行器的欠驱动强耦合问题,提出一种直接力与襟翼的复合滑模控制方案。再入式高超声速飞行器由于热防护要求以两片体襟翼控制俯仰、偏航和滚转3个通道,强气动耦合所引发侧滑角的持续高频大幅抖动将造成副翼控制量长时间处于饱和状态,进而导致控制系统失稳。为抑制侧滑角的抖动并使其快速收敛,在偏航通道引入一对具有开关特性的侧喷发动机,将系统构建为一个复合控制系统,并基于线性二次型最优控制与滑模控制理论分别为襟翼和侧喷发动机设计了控制律。在两种指令跟踪情形下将复合控制与常规襟翼控制方案进行仿真对比。仿真结果表明,新的复合控制系统能有效地抑制偏航通道的抖振现象,且使侧滑角快速收敛,同时能够使攻角与滚转角快速稳定地跟踪制导指令。

双平行平面射流与环境流基元反应特性研究

为揭示双射流与环境流之间流动-化学反应耦合过程的标量输运机理,采用大涡模拟方法对具有二级非平衡基元反应(A+B→R)的双射流与环境流反应工况进行了研究,达姆科勒数Da为1且雷诺数为2000。首先通过对反应性单射流进行数值模拟,将平均流向速度和平均混合浓度分数等统计量与现有方法结果进行对比,验证了数值方法的准确性;其次,基于化学反应标量输运方程研究了反应性双射流流动-化学反应耦合过程中的标量输运和化学反应特性。结果表明:流场上游湍流/非湍流界面(T/NTI)附近存在1个急剧消耗环境流中反应物B的区域,T/NTI的卷吸过程深刻影响着化学反应;化学反应主要发生在流场上游,T/NTI附近某一时刻产物R的非稳态变化几乎由化学反应产生和对流输运过程决定,而流场下游湍流区域某一时刻产物R的非稳态变化主要取决于对流作用;统计平均下,在6<x/d<20范围内,流场流向对流作用和法向对流作用对产物R的输运收支平衡。

基于CFD的制退器边孔道夹角对效率影响规律研究

针对反作用式炮口制退器建立数学物理模型,采用计算流体力学软件进行数值模拟仿真计算。利用连续性、动量、能量控制方程通过动网格技术、湍流采用k-ω模型,计算4种边孔道夹角下炮口流场的结构与流动参数。采用后处理软件对4种工况其边孔道射流、壁面合力与炮膛合力进行比较,揭示了边孔道夹角对反作用式炮口制退器的影响规律。经求解边孔道40°夹角制退器效率最高可达42.3%,75°夹角其效率最低为31%,数值模拟结果可为反作用式炮口制退器边孔道设计与优化提供参考。

补气对飞机油箱催化惰化系统性能的影响

针对国产航空燃油高蒸汽压的特点,提出了1种带外界补气的燃油箱催化惰化系统。以油箱出口抽吸气体流量为基准,推导了系统各部件进出口各组分气体的流量关系,并基于质量守恒方程及气体平衡溶解关系,建立了油箱气相空间气体体积分数变化的数学模型,推导了临界催化效率,并通过实验对核心的油箱模型进行了正确性验证。以RP-3燃油为研究对象,引入补气比上下限,分析了催化效率、补气比对催化惰化系统性能的影响。结果显示:催化效率高于临界值时,系统补气可以缩短惰化时间,但同时须增加预热功率以及冷却气体流量;催化效率一定时,补气比存在最优解,且与催化效率正相关,归纳了最优解的经验公式。由于惰化效率更为重要,未来国内在设计催化惰化系统时,可通过增设补气系统来加快惰化速度。

后精制反应温度对加氢裂化产物分布和性质的影响研究

采用中间基蜡油原料在串联一次通过流程下考察后精制反应温度对加氢裂化产物分布和性质的影响,并进行反应热力学计算。结果表明:在320~385℃范围内,后精制反应温度对产物分布影响不大,提高后精制反应温度对改善喷气燃料烟点、柴油十六烷指数和尾油BMCI有利,但产品溴指数和硫含量均相应升高,反应热力学数据表明高温不利于烯烃加氢饱和反应和硫醇生成反应,推测烯烃和硫化氢在试验装置的低温系统中生成硫醇是产品硫含量增加的主要原因。

高压旋喷桩对风机基础设计的影响研究

高压旋喷桩复合地基适用于处理淤泥、淤泥质土、素填土等软土地基,对于高灵敏度土的加固效果显著。结合连云港某风机基础实例,通过复合地基荷载试验和单桩竖向荷载试验,确定经过高压旋喷桩处理后的地基基床系数和高压旋喷桩竖向抗压刚度,并采用PKPM计算软件研究二者对于风机基础设计中灌注桩的竖向受力和桩基沉降的影响。研究结果表明:考虑高压旋喷桩地基处理后的基床系数会使得灌注桩实际承担的最大压力减少16.8%,最大拔力减少4.7%,桩基整体沉降降低45.5%。考虑旋喷桩竖向抗压刚度会使得灌注桩实际承担的最大压力减少4.5%,但对于桩基整体沉降影响有限。

基于自适应滑模与模糊控制的导弹直接力／气动力复合控制系统优化设计

针对导弹直接力/气动力复合控制问题,提出了一种基于自适应滑模控制(ASMC)与模糊逻辑的自动驾驶仪设计方法。该方法将整个导弹控制系统分为气动力控制子系统(ACS)和直接力控制子系统(RCS)两部分。前者采用自适应滑模控制理论进行设计,利用其所具有的强鲁棒性优点,克服了包括参数摄动与外界扰动在内的各类不确定性因素的影响。后者通过基于规则的模糊推理来确定不同条件下直接力作用的大小,以辅助提高气动力子系统的性能。在控制系统结构确定的条件下,利用遗传算法(GA)对各参数进行优化,实现了两个子系统之间的协调工作。仿真结果表明,所提出的控制方案对机动指令具有较好的跟踪效果,适用于直接力/气动力复合控制导弹的控制系统设计。

空空导弹大角度姿态反作用喷气控制

为研究具有大离轴角及越肩发射能力的先进空空导弹初始段敏捷转弯方法,研究了装有反作用喷气控制系统的空空导弹的大角度姿态过失速机动控制律。反作用喷气控制系统用来提供大角度敏捷转弯时大攻角飞行的控制力矩。利用时间尺度分离的方法将导弹的姿态动力学和运动学系统分别看作快子系统和慢子系统。用李亚普诺夫方法设计了慢子系统控制律,利用滑动模态方法设计了快子系统控制律,在该控制律作用下,导弹闭环系统不仅是稳定的而且其动态品质也可以得到保证。分析了控制系统的鲁棒性,结果表明所提控制方法能够有效消除空空导弹大角度姿态机动时转动惯量变化以及各种力矩干扰的影响。最后给出了一个实例来说明姿态控制在空空导弹敏捷转弯中的应用。

气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪的鲁棒稳定性分析

文中针对气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪的前馈-反馈控制器结构特点,基于对直接力喷流装置放大因子与攻角的对应关系和直接力寄生回路的耦合机理的分析,研究了气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪的鲁棒稳定性问题,给出了采用气动力/直接力复合控制导弹自动驾仪的稳定域。

一种气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪设计

文中提出了一种气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪的前馈-反馈控制器结构,通过攻角反馈自动驾驶仪以及直接力反馈主控回路控制器设计,解决了传统法向过载误差控制器中气动力与直接力两个控制回路由于使用同一个加速度传感器所带来的复合控制系统的解耦问题。文中给出了攻角反馈自动驾驶仪和直接力主控回路的设计方法。通过数字仿真,验证了所设计的直接力/气动力复合控制器可以有效提高导弹末端对付高机动目标的快速响应能力。

基于模糊神经网络的导弹直接力/气动力复合控制系统设计

为了提高导弹的机动性、敏捷性和导引精度,新型导弹大多采用直接力/气动力复合控制方案。由于神经网络对于系统非线性变化具有较强的适应能力,因而在解决直接力/气动力复合控制中的时变非线性问题时有较明显的优点。在建立导弹非线性模型的基础上,采用模糊小脑模型神经网络(FCMAC)与动态逆相结合的方法设计导弹控制器,该方法结构简单,收敛速度快,易于硬件实现。数字仿真结果表明该方法对导弹系统参数的非线性变化具有很强的适应性。

基于自适应模糊滑模退步控制的直接力/气动力复合控制导弹自动驾驶仪设计

针对直接力/气动力复合控制导弹所具有的强耦合非线性特性,提出了一种基于自适应模糊滑模退步控制的自动驾驶仪设计方法。该方法利用自适应模糊系统所具有的万能逼近特性,对大迎角飞行过程中导弹动力学方程中存在的非线性函数进行逼近,并利用变结构控制所具有对干扰的强鲁棒性,构造误差系统滑模面,克服了逼近误差和外界干扰对控制系统的影响,实现了对大机动指令的精确跟踪。仿真结果表明,所设计的自动驾驶仪对过载指令有良好的跟踪效果,对模型不确定性和外界干扰具有鲁棒性。

直接力气动力复合控制导弹的模糊逻辑自动驾驶仪设计

考虑到控制用量的经济性,对直接力和尾舵复合控制的导弹设计俯仰平面模糊逻辑自动驾驶仪。依据专家经验,设计从误差信号到控制量的非线性映射,避免了稳态时同时作用的两个执行机构存在竞争的矛盾。文中给出了模糊逻辑控制器的设计方法,以及复合控制和气动舵单独作用时的仿真对比结果。结果表明所设计的模糊逻辑复合控制系统具有快速响应和节约燃料的优越性。

敏捷导弹六自由度动力学建模与仿真

研究了敏捷导弹六自由度导弹动力学建模和仿真问题。首先给出了用于拦截器的姿控脉冲发动机和用于空空导弹敏捷转弯的反作用喷气控制系统的力学模型 ,然后给出了带干扰 (包括风的干扰 )的具有大迎角大姿态机动能力的敏捷导弹的六自由度动力学模型 ,最后利用上述模型对先进空空导弹的越肩发射进行了仿真 ,并给出了部分结果。该模型除了可以进行一般的导弹动力学仿真外 ,尤其适用于空空导弹敏捷转弯 (含越肩发射 )、高空弹道导弹拦截器的大姿态机动等的仿真计算。