氢燃料双模态冲压模型发动机M6的试验研究

笔者研究了一个有突扩台阶的氢燃料高超声速冲压发动机模型的气体动力学特性和推力特性。氢气从位于燃烧室突扩台阶后的支板逆来流喷注,测量了氢气燃烧状态下模型发动机壁面的压力分布和推力收益数据。实验结果表明,在氢气的当量油气比为0.35～0.8的范围,在本模型流道构型条件下,氢气自燃,并随当量油气比的增加,燃烧室内压力增加,获得的推力收益增大,最大推力收益达到500N。实验在CARDC的脉冲燃烧风洞中进行,实验马赫数为6,总温1850K,总压5.5MPa。     

用推力矢量控制技术改进超声速飞行器空气动力特性

为了提高某超声速飞机的空气动力学效率和机动性能，本文采用低阶的三维板块法和DATCOM半经验公式，在亚声速和超声速条件下，对不同马赫数和迎角情况计算了基本气动外形的飞机空气动力学特性、表面压力分布以及最大升力。此外还开发了一套软件以实现由引进的先进气动操纵面（如鸭翼等）控制的二维推力矢量技术。试验结果表明：气动操纵面结合推力矢量技术能够产生足够的低头力矩，且有能力满足高度机动飞行时的稳定性要求。此外，不论是亚声速还是超声速飞行，气动操纵面均可以提高气动效率5％-6％。     

非线性逆在ASTOVL控制系统中的应用

研究了先进短距起飞垂直着陆飞机（ASTOVL）的飞行／推进控制系统的控制律，基于解和掌握气动舵面和推力矢量舵面控制下的飞机数学模型，应用非线性动态逆理论，为ASTOVL飞机从巡航到悬停阶段的飞行，设计了推力矢量控制器和俯仰控制器，以合理地分配飞机上的力和力矩，使得俯仰姿态速度和法向速度的控制在推进系统性能包括线范围内是近似线性和解耦的，最后以ASTOVL飞机悬停阶段的数字仿真曲线为例，证明了所设计的两个控制器是可行的，基本上达到了设计要求。     

应用扩展连续算法研究推力矢量飞机动力学特性

应用扩展的分支和连续算法对推力矢量控制飞机的飞行运动力学特性进行了研究。与标准的分支和连续算法不同，扩展后的分支和连续算法可用于计算飞机特定配平状态的连续曲线，所以不仅能获得飞行性能指标，同时可确定飞机的稳定性。本中扩展分支和连续算法被用于检验推力矢量控制律的有效性，确定了飞行包线边界，分析了配平飞行的稳定性的操纵性以及预测飞行偏离。结果表明，扩展连续方法可获得大量的飞行动力学信息，在推力矢量控制飞机的初步设计中具有广泛的应用前景。     

论空间交会中的径向连续推力机动与N次推力机动

文章从相对运动和绝对运动两方面分析径向小推力连续机动在空间交会V-bar接近中的运动规律，对冲量型、连续型和N次推力三类径向推力策略的性能进行比较。径向小推力连续机动的相对运动轨迹呈“旋轮线”型式。N次机动策略变轨速度总和与冲量型转移及连续推力机动所需的变轨速度相等，轨道控制能力提高，视界角比冲量型转移的视界角小，转移时间比连续型推力所需时间减少，且能适应范围更广的推力阶。N次推力机动策略综合性能优良。     

推力矢量和二元喷管

推力矢量是第四代战斗机获得过失速机动性的必要条件,而二元喷管又是推力矢量控制中性能较为优越的一类喷管。本文较全面地阐述了目前世界上推力矢量和二元喷管的发展和现况、二元喷管的构造和性能、二元喷管对改进飞机升阻特性和机动的作用。推力矢量能显著提高飞机在空战中的作战效率以及推力矢量控制所需的效能也在文中作了介绍。     

基于微型涡喷发动机热喷流的无源流体推力矢量喷管的控制规律

流体推力矢量喷管型面固定、活动部件少、结构重量轻，能够为高机动飞行器提供有效的飞行控制手段，但无源流体推力矢量喷管热喷流的偏转控制规律尚未完全掌握。为了推进无源流体推力矢量技术的实用化，本文设计研制了适用于微型涡喷发动机的耐高温喷管模型，对该喷管在微型涡喷发动机热喷流状态下的控制规律进行研究。利用非接触光学显示和测量手段——红外热成像拍摄和粒子图像测速（PIV）技术对主射流流动特性进行研究，获得流动矢量角随二次流控制阀门闭合度变化的控制规律；利用六分量盒式天平测力实验研究无源流体推力矢量喷管的力学特性，获得推力矢量角随二次流控制阀门闭合度变化的控制规律。研究结果表明：该构型喷管在微型涡喷发动机热喷流下主射流连续可控偏转，最大流动矢量角为-12.3°/12.3°，最大推力矢量角为-12.9°/12.8°，控制规律接近线性，不存在主射流偏转突跳问题。     

面向客机总体设计的涡扇发动机分析模型

建立一种用于估算涡扇发动机特性的工程分析模型，该模型以涡喷发动机推力估算模型与涡扇发动机效率分析方法为基础，引入高涵道比涡扇发动机的循环分析方法进行修正。利用该模型可以获取涡扇发动机的推力和油耗特性，进而考察总体循环参数对发动机性能的影响。通过与文献验证数据对比，判定了分析模型的精度。该模型只需要输入少量参数就可以快速完成计算过程，适合于飞机总体设计阶段，可以评估涡扇发动机参数对飞机性能的影响。     

单推力航天器交会对接轨迹规划及跟踪控制

针对单推力航天器交会对接问题，提出一种轨迹规划及跟踪算法。首先，考虑到追踪航天器只沿本体X轴安装推力器，且推力方向固定，为了实现从起始位置转移至期望位置并满足姿态要求，基于三维螺旋线设计两阶段转移轨迹，根据初末位置以及末端速度方向要求，求解螺旋线参数。该螺旋线可以保证在初末速度方向固定情况下，曲率积分最小。其次，为了降低轨迹跟踪难度并减小初始时刻的位置跟踪控制力，需要将转移轨迹初始速度与追踪星X轴重合。传统螺旋线无法满足该约束条件。本文对传统螺旋线进行改进，提出一种旋转螺旋线轨迹设计方法。通过引入姿态旋转矩阵，将螺旋线在三维空间旋转，在不改变曲线形状的前提下满足初末位置及速度方向要求。然后，为了跟踪转移轨迹以及跟踪期望推力方向，提出基于CLF（Control Lyapunov Function）的滑模控制策略，当追踪星X轴与期望推力方向夹角较大时，采用CLF，保证最优性；当姿态误差收敛至滑模面附近时，切换为滑模控制，以提升系统鲁棒性。最后，通过仿真验证旋转螺旋线相比于传统螺旋线的优势。     

鸭式布局飞机矢量喷流对地面效应影响的风洞试验

针对单发鸭式布局飞机，通过低速风洞试验，研究了矢量喷流对飞机地面效应的影响特性。研究结果表明：发动机喷流使得飞机的地面效应增强，升力系数增加，降低飞机起飞/降落时的飞行速度，缩短起降距离，从而改善飞机起降性能。发动机喷管上/下偏转时，矢量喷流对飞机上下表面气流诱导不对称，均使地面效应阻力系数增量减小。在此基础上，基于数值模拟结果对喷流与地面效应的相互作用机理进行了分析。