基于闭环控制的带翼导弹虚拟飞行数值模拟

通过耦合求解非定常Navier-Stokes方程、刚体六自由度（6DOF）运动方程及舵偏控制律,发展了一套虚拟飞行数值模拟平台,对基本带翼导弹外形进行了虚拟飞行数值模拟研究。流场求解采用基于结构网格的有限体积法,时间推进采用双时间步法,使用刚性重叠动网格技术模拟舵与弹身的相对运动,采用四阶Runger-Kutta方法求解运动方程组,舵偏控制律采用基于比例-积分-微分（PID）的反馈控制。模拟结果表明：发展的虚拟飞行数值模拟平台能够处理包含复杂运动边界的非定常运动问题,可以为非定常气动力建模提供数据、预示飞行器稳定性及检验飞行控制律,该模拟平台具备一定的工程应用价值。     

基于预估校正和嵌套网格的虚拟飞行数值模拟

 针对导弹虚拟飞行数值模拟问题,发展了空气动力学/飞行力学数值计算方法和软件。控制方程为非定常雷诺时均Navier-Stoker(RANS)方程和刚体六自由度运动方程;流场求解器为有限体积法结构网格求解器,时间推进采用双时间步法,湍流模型为Spalart-Allmaras一方程模型;采用Adams预估校正法实现飞行力学方程与流场控制方程的耦合计算;使用嵌套网格方法模拟多体运动。首先模拟了美国国家航空航天局(NASA)窄条翼导弹模型纵向虚拟飞行,研究耦合方式和时间步长的影响。仿真结果表明,双时间步三阶Adams耦合方法,同等精度下可以显著增大时间步长,缩短仿真时间。最后,采用该方法模拟了导弹自由摇滚特性和纵向虚拟飞行,模拟结果与试验值吻合较好。     

共轴式双旋翼悬停流场和气动力的CFD计算

考虑到共轴式双旋翼流场特征高度复杂、桨叶承受非定常气动载荷的特点,为更好地预测共轴式双旋翼的气动特性,把非结构嵌套网格方法和网格的自适应技术相结合,发展了一套适合于共轴式双旋翼流场数值计算的求解器.在该求解器中,采用非结构嵌套网格方案来模拟桨叶之间存在的相对运动,自适应网格技术用来捕捉尾迹对流场和气动特性的影响,求解惯性坐标系下的非定常N-S主控方程来模拟流场的非定常特性.应用该求解器,首先计算了有试验结果可供对比的一副试验旋翼的诱导速度场分布,在此基础上,计算了共轴式双旋翼的桨尖涡轨迹和拉力分布特性,并与单旋翼的计算结果进行了对比和分析,得到了一些有意义的结论.     

基于动态混合网格的鱼体巡游数值模拟

对鱼类等柔性变形体的数值模拟需要解决如下几个问题(1) 柔性体动态网格生成;(2) 基于动态网格的不可压流非定常算法.本文基于Delaunay背景网格插值方法,发展了一套快速生成柔性体变形的动态混合网格生成方法;对于不可压流问题,采用虚拟压缩方法进行求解,结合双时间步方法来处理非定常问题;最后数值模拟了鱼体巡游的非定常流动,分析了鱼体的摆动频率对力、功耗等流体动力学特性的影响.     

飞行器气动/飞行/控制一体化耦合模拟技术

基于非结构重叠网格技术和全局亚迭方法,发展了一种气动、飞行和控制一体化耦合的非定常求解策略,用于飞行器闭环控制的数值虚拟飞行研究。高超声速飞行器按照设计控制律,采用升降舵偏转进行连续变攻角操纵和静不稳定布局稳定控制;数值虚拟飞行逼真显现了上述非定常流动、运动与控制的时序演化过程。数值虚拟飞行与基于气动数据库插值的飞行仿真比较,控制过程和反馈效果十分吻合。     

柔性扑翼全机气动结构耦合特性及稳定性研究

由于微型扑翼飞行器具有体积小、重量轻等特点,在飞行过程中会产生明显的柔性变形,因此在对扑翼气动特性进行数值模拟时,有必要考虑柔性变形的影响。基于结构动力学理论,发展了一种适用于扑翼全机气动结构耦合特性的数值模拟方法与一种适用于扑翼的结构动力学求解方法。方法利用哈密顿原理,对动能和应变能进行变分,进而得到扑翼动力学方程,采用结构有限元方法对运动方程进行离散并求解;采用基于嵌套网格的CFD求解器对微型扑翼全机非定常绕流进行数值模拟。采用CFD/CSD耦合求解器对微型扑翼飞行器全机气动结构耦合特性进行数值模拟,分析了结构变形对柔性扑翼气动特性的影响,并分别对扑动过程中刚性扑翼和柔性扑翼的压心变化范围进行研究,分析了结构变形对柔性扑翼稳定性的影响。     

反潜导弹分离舱张开特性数值方法研究

反潜导弹弹箭分离时,分离舱张开投放战斗载荷。采用重叠网格方法对分离舱动态张开过程进行非定常数值模拟,并通过火箭橇地面试验验证了数值方法的正确性。基于典型工况非定常数值模拟结果,考虑分离侧滑角、分离舱张开角和张开角速度等因素,通过多维插值获取分离舱实时气动力求解不同分离条件下分离舱张开特性,插值求解结果与直接非定常数值模拟结果吻合良好。这表明,基于非定常数值模拟结果的插值求解方法可以对分离舱张开特性进行快速预报,适用于弹箭分离方案初步设计和评估。     

一种基于三阶WENO重构的无网格算法研究

提出了基于三阶WENO重构的无网格算法,以期替代传统的无网格线性逼近重构,提高无网格算法的求解精度。基于无网格点云卫星点分布特征,通过沿点云中心点与卫星点连线方向引入局部一维坐标系,并结合虚拟点的设置,构成了在点云中实施三阶WENO重构所要求的模板。算法涉及的卫星点连线中点处的左右状态值,则利用模板上各点的流场值,采用WENO重构方法计算给出。对于模板中设置的虚拟点上的流场值,本文则利用已有的无网格点云信息,基于最近节点流场值插值得到。文中给出了采用上述WENO重构方法,结合Roe的近似Riemann求解器确定通量,并采用三阶TVD Runge-Kutta方法进行时间推进求解Euler方程的具体实施过程。对模型问题的典型流动进行了计算分析,通过比较数值解和精确解,验证了算法获得的数值解能逼近三阶精度。给出的激波管流动和超声速半圆柱绕流算例展示出所发展的算法捕捉激波等间断问题具有更高分辨率,能体现出WENO重构"基本无振荡"的特性。文中最后给出了非定常激波过弯道绕双圆柱流场的数值模拟算例,展示了所发展的算法处理含非定常激波演化的复杂流动问题的效果。     

基于数值虚拟飞行技术的飞行器动态特性分析

基于结合结构重叠网格、闭环PID控制器、舵偏控制律、刚体六自由度运动和非定常Navier-Stokes方程求解等模块的数值虚拟飞行技术,对“起源号”返回舱、基本带翼导弹外形的多自由度非定常运动、受控特性及控制参数的整定开展了模拟。分析了不同自由度（DOF）下飞行器的运动特性,飞行器受扰动后的稳定性及控制参数的整定。计算结果表明：利用数值虚拟飞行技术可有效地开展复杂流动下飞行物体非线性运动问题的研究,对研究飞行器在非线性流动下的动态特性、受控特性、流动机理研究以及控制律的设计检验具有较高的工程价值和应用前景。     

考虑螺旋桨滑流的机载探空仪分离安全性研究

为研究螺旋桨滑流效应下机载探空仪投放过程中气动干扰特性及探空仪运动规律,采用计算流体力学(CFD)方法对机载探空仪投放过程进行非定常数值模拟。通过动态嵌套网格技术模拟螺旋桨转动和探空仪运动,结合刚体六自由度运动方程求解三维非定常N-S(Navier-Stokes)方程,成功模拟了基于察/打一体无人机平台的探空仪自由投放过程,获得了包括探空仪运动姿态、运动轨迹等在内的数据信息。计算结果表明:探空仪初始弹射速度越大,其脱离螺旋桨危险区域的时间越短,对飞行越安全;螺旋桨滑流对机体方向气流有明显的加速效应,使探空仪更快脱离螺旋桨区域;三个常用的巡航飞行迎角对比发现,0°迎角下投放最优,2°迎角次之,-2°迎角不满足投放安全性要求。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。