低空环境中浮空器的热数值模拟与实验研究

浮空器在通信等领域有着广阔的应用前景。温度控制是浮空器应用中涉及的关键技术之一,因此有必要对浮空器进行热分析和实验研究。本文针对低空环境与平流层的不同,考虑太阳直接辐射、天空散射辐射、地表反射的太阳辐射、大气辐射、地表辐射以及外部对流换热等因素,建立了浮空器在地面的热分析理论模型,利用CFD软件对浮空器进行了热数值模拟,并初步进行了实验研究。通过数值模拟结果与实验数据的对比,证明了理论模型具有一定的合理性。本文也为研究浮空器升空过程提供了数学物理模型。
     

基于短时傅里叶变换的Duffing振子微弱信号检测

研究了Duffing振子信号检测过程中混沌、间歇混沌和大周期状态的时频特征,提出了一种基于检测统计量的任意频率信号检测方法。通过对系统不同状态下的输出序列进行短时傅里叶变换(STFT)发现,等幅线和三维时频分布能够体现出不同状态的显著差异,且可以完全区分出每一种状态。从构造统计量的易实现性出发,用三维时频分布中的幅时曲线作为衡量不同状态的依据,并将不同频率对应的幅时曲线的均值最大量作为检测统计量,该统计量的计算可以借助快速傅里叶变换(FFT)操作提高时效性。在此基础上,引入频率控制单元,给出了任意频率信号的检测方法步骤,方法的关键是将检测统计量最大值处所在的频率作为待测信号频率范围的一个端点,另一个端点为毗邻的两个检测统计量值较大者所在频率点。实验给出了不同状态的检测统计量范围,进而以此范围为判据,实现了振子对任意频率信号的检测,说明了方法的可行性,为Duffing振子信号检测问题的研究提供了一种新的思路。     

低噪声风力机翼型设计方法及实验分析

为了研究风力机翼型的噪声特性,基于翼型泛函集成理论与翼型噪声计算模型,建立了低噪声翼型优化设计数学模型,提出在设计攻角情况下升阻比与噪声比值最大为目标函数,对优化后的新翼型CQU-DTU-B18翼型与NACA-64-618翼型在相同的风洞实验及风速条件下进行了噪声对比分析.研究表明,理论噪声计算模型虽然与实验数据有一定的偏差,但是翼型的升压级随频率的变化趋势是一致的,表明了翼型噪声计算模型的准确性;相比NACA-64-618翼型,CQU-DTU-B18翼型具有更低的噪声特性,从而验证了该设计方法的可行性.对于如何设计低噪声翼型及怎样降低翼型噪声具有重要的指导作用.      

一种圆翼飞行器风洞实验与随动机制

阐述了圆翼随动机制的基本原理,研制了无人验证机,并进行了风洞实验研究。结果表明：可以绕 其圆心自由转动的圆形机翼（简称“圆翼”）能随其两侧气动阻力的不平衡而转动,从而消除翼 面上的侧滑效应。采用这种气动结构的飞机具有绕其立轴转动,在转弯时可实现机翼无倾斜 的航向机动能力。圆翼相对其任一轴线都是对称的。当机头偏离航向线而发生侧滑时,与机 身同轴的圆翼在气动阻力的作用下,向反方向转动,以新的纵轴对正航向,继续保持机 翼的气动平衡。     

椭圆底扁薄球壳结构的双稳态力学行为

针对可变形鼓包型面设计方案需求,以铰支边界的椭圆底扁薄球壳模型为对象,通过数值仿真研究了结构双稳态构型的转换机理以及需要满足的参数条件;对稳态构型转换中的跳变类型以及影响因素进行了分析;给出了不同驱动方式下,加载位置和形状参数对稳态构型转换需要的临界驱动力以及结构内应变的影响.结果表明:结构在铰支约束下存在双稳态需满足一定的拱高厚度比;稳态构型在转换过程中存在局部跳变和整体跳变组合方式,可以通过选择加载位置和结构参数进行控制;结构发生跳变时的临界载荷和结构内应变与加载方式和结构参数有关.      

空间发动机羽流场的试验研究

为研究空间发动机羽流对卫星的影响,建立羽流污染预报系统,研制了一套羽流试验系统并进行了试验研究.试验台主要包括空间环境模拟系统,电热气体发动机,稳压气源,轴向和径向移动装置,测量系统和温控系统.系统可在满足10-3Pa量级的真空压力和93±5K的背景温度下稳定运行和精确测量.本文完成了表征羽流特征的关键参数-压力场的测量.同时采用CFD和DSMC相结合的方法进行羽流场的数值模拟计算.测量数据与数值计算结果以及相似试验条件下Boyd等人的测量结果进行了对比.     

跨声速涡轮叶栅三维流场的数值模拟

以具有试验测量数据的一个高压涡轮动叶中截面平面叶栅和一个高压涡轮导向器环形叶栅为对象,采用计算流体动力学(CFD)软件CFX-TASCflow,对两个涡轮叶栅的跨声速三维粘性流场进行了数值计算,验证了CFX-TASCflow软件在航空燃气涡轮设计计算中的可靠性,并对所研究的跨声速涡轮叶栅粘性流场进行了分析.      

基于激光扫描和计算机视觉的无人机全天候自主着陆导引技术

为了解决基于GPS导航的无人机受他国控制和易受干扰的潜在危险问题,提出以GPS导航系统为主,以捷联惯性导航结合主动式红外激光扫描定位及计算机视觉识别着陆跑道为辅的无人机导航和着陆精确导引新技术,实现无人机全天候的自主精确着陆。提出了该技术的具体工作原理和工作过程,对激光扫描系统的工作原理和扫描模型及扫描参数的确定、着陆点的激光反射装置的确定、着陆点坐标与着陆跑道方向的确定问题和防止发生由其它反射物或红外光源误导的措施等问题进行了分析和研究。     

太阳翼地面展开实验过程的振动监测

本文介绍了使用石英加速度计对某型号卫星太阳翼地面展开实验过程的振动、冲击加速度进行的监测和对振动、冲击测试数据进行的剔除、换算、排序、分析等处理,给出了时域曲线和频谱,得到了太阳翼展开过程的振动、冲击状况,对于关心的力学参数(锁定力矩、冲击力、末点速度)进行了分析计算,同时测定了太阳翼展开时间,评估了太阳翼展开对太阳翼驱动机构的影响。     

采用利希滕贝格图的高超声速飞行器轨迹优化

针对复杂约束条件下高超声速飞行器再入轨迹优化问题,提出一种混合算法进行求解,以解决现有轨迹优化方法对初值的强依赖性以及易陷入局部最优等问题。将高超声速飞行器再入轨迹优化建模成一个非线性规划问题,并设计双层优化结构进行求解。上层中,提出一种基于利希滕贝格图的自适应分段利希滕贝格算法（Adaptive piecewise Lichtenberg algorithm,APLA）,为高斯伪谱法提供良好的初值。APLA通过引入拉丁超立方体抽样提升算法初始触发点的效能,引入全局至局部搜索分段策略及自适应因子提高算法收敛速度和收敛精度,改善算法易陷入局部最优等情况。下层中,高斯伪谱法在最优解附近具有较好的收敛速度和较高收敛精度,因此使用高斯伪谱法以加快搜索过程,提升解的全局最优性。综上,提出再入轨迹优化混合算法（APLA＿GPM）,实现对高超声速飞行器再入轨迹优化问题快速、准确求解。仿真结果表明,APLA＿GPM在高超声速飞行器再入轨迹优化方面具有更快的收敛速度、更高的精度以及更强的鲁棒性。