针对电液负载敏感系统中泵阀控制的耦合问题,提出了一种基于自抗扰算法的解耦控制方法。首先,根据系统原理建立了负载敏感系统的状态空间模型。其次,针对阀控和泵控子系统分别设计了位置自抗扰控制器(ADRC)和压力自抗扰控制器,将2个系统间的动态耦合作用以及外部干扰和不确定性视作总扰动进行估计并给予补偿。最后,基于AMESim和MATLAB联合仿真平台进行了仿真分析。结果表明所提的控制方法能够消除阀控子系统和泵控子系统的强耦合作用,提高系统的控制精度和鲁棒性。另外,在动态性能和节能效率方面与纯阀控和泵控系统进行对比分析,仿真结果表明基于自抗扰控制的负载敏感系统的动态性能优于泵控系统,系统能效相对于阀控系统也有较大提升。

为提高基于驱动端电流检测的电磁换向阀故障诊断方法的可靠性和识别准确度,开展了电磁换向阀故障模式识别方法研究。提出一种基于多特征融合的方法对电流信号时频分析和时域参数的特征值提取融合;通过设计电磁换向阀驱动端电流信号的采集实验,获取电磁换向阀驱动端电流的时域信号和二阶变化率的多特征曲线,提取时域参数及二阶变化率相应频带能量作为特征值,构建多特征融合的特征向量;采用基于径向基核函数的多分类支持向量机对电磁换向阀进行模式识别。结果表明基于多特征融合的支持向量机较基于能量特征值的支持向量机可提升8.7%的识别精度和42.11%的验证准确率。

空化是影响轴向柱塞泵性能的关键因素,柱塞缸体表面损坏是一种常见的失效形式,但目前成因尚不清晰。建立柱塞泵三维流场仿真模型,设计可观察单个柱塞腔与卸荷槽导通状态下流场特征的实验装置,并采用流体仿真和流场可视化测量的方法揭示了其成因。研究结果表明射流角随卸荷槽开度的增大而增大,并伴随漩涡的产生与消失,射流中心速度大于20 m/s时漩涡产生;柱塞腔与卸荷槽由导通至完全截止的转变过程中,射流角由0°逐渐增大至60°,当射流角由0°向20°变化时,射流方向主要集中于柱塞缸体与配流盘腰型槽接触的表面处,导致柱塞缸体表面和配流盘吸油腰型槽上部产生射流破坏和气蚀破坏;当射流角由20°向60°变化时,射流方向将向配流盘腰型槽内部扩展,导致配流盘破坏区域由上部移向内部。上述研究结果有助于厘清柱塞缸体摩擦表面气蚀成因,为配...

扇翼升力和推力的产生主要依靠翼型前缘弧形槽上方低压涡的形成,使得升力和推力具有较强的耦合关系,如何对其解耦控制是扇翼进一步工程应用的关键。对于扇翼翼型各项几何参数确定的情况下,前缘开口角的大小对扇翼气动性能的影响最大。因此考虑在基准扇翼翼型的前缘安装前缘小翼的方法来改变扇翼前缘开口角的大小,通过数值模拟的方法,对比分析了单片、双片和三片前缘小翼在不同前缘小翼偏转角、来流速度、迎角下对扇翼升力和推力的影响规律。结果表明:通过对前缘小翼偏转角的角度控制不仅仅可以改善扇翼的升力和推力,还可对低压涡的强度和位置进行控制,满足对扇翼气动力的主动控制要求,因而可实现对扇翼飞行器姿态进行操控的目的。

传统的气动力映射方法中,守恒型方法能保证总积分载荷的守恒,但计算复杂;非守恒型方法实现简单,能保证气动压力的分布,但不能保证总积分载荷的守恒。利用等式约束保证积分载荷相等,并基于非守恒型加入线性基的径向基函数(RPIM)构造最小二乘保持原气动压力的分布特征,将气动力等效传递问题转化为一个带等式约束的二次规划问题。通过在非守恒方法的基础上构造出新的守恒型方法,兼顾了2种方法的优点。对某一大展弦比机翼上表面的三维气动力等效映射至二维平板面元气动力的结果表明,所提方法在牺牲了一定气动压力分布精度的基础上,严格保证了总积分载荷的相等,同时也继承了非守恒插值方法的高效性。所提方法可用于各类复杂外部气动力数据的快速等效映射,以及其他学科类似的数据映射问题。

为了合理地在混合层流设计中减小阻力,降低能量消耗,利用吸气控制功率消耗与阻力、吸气速度的关系式,建立了考虑以吸气功率最小为优化目标的优化设计方法。该优化设计方法采用了自由变形(FFD)参数化方法,紧支型的径向基函数(RBF)动网格技术,改进的微分进化(DE)算法,以及耦合基于eN转捩预测的RANS流场高精度求解器。针对25°后掠角的跨声速无限展长后掠翼,进行了以阻力最小为优化目标的均匀吸气和以功率消耗最小为优化目标的分布式吸气的混合层流优化设计。优化结果表明,基于能量观点的优化结果在雷诺数10×10~6下可以达到均匀吸气的阻力收益,相比初始构型,阻力降低了29. 1%,上下翼面转捩位置分别推迟了18%和15%弦长,功耗降低了1. 7%;而在雷诺数20×10~6状态下,相比初始构型,阻力减小了41. 3%,比均匀吸气阻力优化结果提高了4. 5%,上下翼面转捩位置分别...

由于风洞试验条件限制,难以完全模拟火星再入飞行器真实飞行环境,因此需要建立火星再入飞行器风洞条件与真实飞行之间的关联关系。基于国外文献公开数据,采用数值方法和对比分析方法探讨了类"探路者号"外形的火星再入飞行器的风洞试验与真实飞行之间的外推方法。结果表明,在高焓空气风洞和常规空气风洞试验条件下,可以将模型驻点附近的无量纲压力和压力系数作为相关性参数,将风洞条件与飞行条件相关联起来,但是不能直接利用风洞试验的热流、无量纲热流和Stanton数作为关联参数;在高焓CO2风洞试验条件下,可以利用模型驻点附近的无量纲压力、压力系数和Stanton数作为外推参数,但是不能直接将风洞试验的热流、无量纲热流作为相关性参数,将风洞条件下的风洞数据通过外推获取飞行条件下飞行器的性能参数。

三角带传动具有结构简单，制造维修方便，过载保护等优点．一般用来实现减速传动，只有当传送的功率较小时，才用来实现增速传动．在工程实际应用中，常常遇到功率较大时需要增速传动的问题．由此本文首先提出了当需要传送较大功率时，能否利用三角带实现增速传动的问题，然后介绍了三角带增速传动的功率损失以及普通三角带和特种三角带的区别，在此基础上提出了利用特种三角带实现较大功率增速传动的可行性．最后阐述了三角带增速传动的计算准则及步骤，对较大功率增速传动所要解决的理论问题进行了探讨，并结合工程实例进行设计计算．本文可作为设计各种皮带较大功率增速传动的参考．

以液压泵振动信号的５个时域信息：峰值、峰峰值、均方根值、方差和波形系数作为最小诊断参数组合，用ＢＰ神经网络进行信息融合，提出一液压泵的神经网络在线状态监测及故障诊断系统．

为了研究涡轮转静盘腔间轮缘封严结构对下游动叶通道内流动的影响,对无封严结构、无封严气流及采用不同封严流量时涡轮动叶通道内流场分布和气动损失进行了数值模拟。结果表明:封严腔出口位置气流受静叶与动叶相对位置变化的影响呈现较强的非定常特性,变化与动叶运动周期保持一致。动叶入口位置非定常波动受到封严气流与前缘势场共同作用,封严气流引起周向、径向速度变化的同时也造成了强烈的非定常效应。动叶通道内封严气流引起的端区气流偏转改变了前缘马蹄涡滞止点位置,增强了马蹄涡压力面分支,动叶吸力面一侧剪切诱导涡改变了轮毂通道涡的形成机制和吸力面侧相对低压区的位置。