双脉冲发动机快速建压过程中轴向隔层变形

为获得轴向隔层式双脉冲发动机在Ⅰ脉冲燃烧室点火建压过程中Ⅱ脉冲药柱和隔层的变形情况,建立了隔层和药柱的二维轴对称有限元模型,进行了有限元计算及外推分析。计算结果表明,对Ⅱ脉冲药柱长度较长的端面燃烧药型的双脉冲发动机,轴向隔层在I脉冲燃烧室快速建压过程中的变形较大。设计并进行了I脉冲燃烧室快速充压试验。试验结果表明,在I脉冲燃烧室快速充压过程中,轴向隔层变形较大,变形量与有限元计算结果以及外推结果吻合较好。     

基于粒子轨迹的结冰风洞收缩段优化设计数值模拟

为了研究收缩段型面和液滴轨迹特性对结冰风洞流场品质与结冰试验效果的重要影响,获得收缩段的优化设计参数,采用数值模拟方法,使用二维简化模型对3m×2m结冰风洞收缩段的流场特性进行了研究,对几种典型收缩曲线的流场进行了计算,对比了收缩曲线对沿轴向压力分布、出口截面速度分布、不同粒径云雾粒子的极限释放距离及试验段入口云雾粒子分布的影响,结果表明:三次曲线与x_m为0.4的五次曲线不能满足流场合格指标,其他曲线流场特性差别不大,维氏曲线具有最小极限释放距离,在收缩段出口,三次曲线和五次曲线粒子包络面积最大,综合比较,x_m为0.5的五次曲线能有效兼顾流场均匀性、极限释放距离和收缩段出口粒子包络面积比.      

无人机飞行安全控制与安控器设计

针对无人机飞行安全问题,介绍了提高任务飞行安全的技术、方法和措施,提出了基于GPS卫星接收机,独立于飞控系统的无人机安控器设计思路。在研究安控策略的基础上,设计了无人机安控器,并结合某型无人机进行了安控仿真试验,结果表明安控器有效、方案可行。     

级间开缝间隙传感器动态测试方法研究

针对某型号分离面间隙传感器的测试要求,提出了一种间隙位移传感器的动态测试方案,设计了测量系统,通过激光测试法测量并记录级间开缝间隙传感器CI1-27在自由弹出状态下的输出响应。经应用,该方法操作便捷,数据可靠,为间隙传感器的动态测试提供了一种新的参考。     

基于浮标平台的反舰导弹过靶实况观测系统研究

根据弹靶遭遇实况观测领域存在的问题,提出了一种基于便携式小型浮标平台的过靶实况观测系统,设计了系统总体方案,阐述了系统工作模式,分析了系统观测能力,并对其关键技术进行了论证研究。     

基于输入成形的挠性航天器自适应滑模控制

针对大型挠性航天器姿态机动过程中的振动抑制问题,提出一种输入成形(IS)与自适应滑模控制(ASMC)相结合的控制策略.该控制策略利用输入成形抑制标称挠性系统的残余振动,并通过滑模控制保证实际系统在参数不确定性和外部干扰的影响下实现对标称系统的跟踪,解决了输入成形对参数不确定性和外部干扰的敏感性问题.进一步采用自适应技术去除了滑模切换增益对参数不确定性和干扰上界的先验性要求.仿真结果表明,在参数不确定性和外界干扰的影响下,该控制方法能够保证在完成姿态机动的同时抑制航天器的挠性振动.     

刚体航天器姿态跟踪系统的自适应积分滑模控制

 采用自适应滑模控制(ASMC)技术进行姿态跟踪系统设计时,切换增益的整定不需要外部干扰及惯量阵不确定性的上界信息。但现有自适应滑模控制方法存在过度适应问题,产生的切换增益远大于控制所需值。为解决该问题,在自适应滑模控制框架内开展了刚体航天器姿态跟踪控制研究。首先对切换增益自适应机制进行分析,揭示了造成过度适应问题的原因。然后利用积分滑模控制的全局滑模特点,消除了初始跟踪误差对自适应过程的影响,提出了一种自适应积分滑模姿态跟踪控制方法。理论分析和仿真结果表明该方法能够有效减小切换增益。     

跨超声速风洞大开角段设计技术研究

跨超声速风洞大开角段设计技术研究对于提高大开角段的安全性能与改进稳定段入口气流质量有着重大意义.由于影响大开角段性能的参数较多,完全通过试验方法进行设计的成本过高.本文通过数值模拟方法,结合适当的边界条件,对不同参数的大开角段进行了模拟,从数值模拟的结果可以看到,孔板开孔率和扩开角对大开角段性能有显著影响,通过比较得出了较为合理的参数匹配.这表明本文所用的方法用于大开角段气动设计是可行的,这为数值模拟方法应用于风洞部段气动设计创造了一定的条件.     

液体火箭发动机模块化通用仿真

以大型液体火箭发动机研制为背景,根据模块化建模思想和通用仿真要求,提出一种具有良好通用性和系统组织能力的仿真方法,数学模型在模块内的存储形式是代码文本,操作者只需从界面即可添加模型,扩展模块库.描述了实现这种方法的软件架构,在Microsoft Visual Studio 6.0平台上,采用C++语言开发出该仿真软件,...     

声学风洞风扇段流场特性数值模拟

风扇段是声学风洞的核心部段之一,风扇气动性能和声学性能对风洞的能耗与试验段背景噪声有重要影响。为了获得静叶构型的优化设计参数,采用数值模拟方法,对0.55m×0.4m低湍流度航空声学风洞风扇段的流场特性进行了研究,根据叶片的流动现象,分析了风扇段内部的工作形态,并将其性能与试验数据进行了对比,结果证明该方法能对风扇段性能进行较为准确的模拟。采用该方法得到了动静叶间距、静叶后掠、静叶倾斜对风扇气动性能、流场形态和噪声的影响,静叶后掠对气动性能的影响较小,有助于减小出口的旋转速度,增大动静叶间距对气动性能的影响较大,会增大出口的旋转速度,而静叶倾斜是最适宜的降噪方式。