一种参数化轻量化涡轮盘结构的CAD/CAE集成方法

针对一种轻量化涡轮盘结构的特点,分析了参数化CAD/CAE集成过程的文件与输入参数的关联性.编写C/C++程序,利用UG/OPEN API实现参数化建模,通过修改脚本并基于单向流固耦合算法有序调用CAE软件执行脚本的方式实现关联文件与输入参数关联,从而实现参数化涡轮盘CAD/CAE过程自动集成.程序运行效果显示,相比人工执行同样的一次CAD/CAE流程,该方法至少要快54min,说明了该方法有效提高了轻量化涡轮盘的设计分析效率.      

直升机/发动机系统综合控制半物理仿真

基于直升机/发动机系统综合控制半物理仿真试验平台,针对直升机/发动机系统综合模型和综合控制算法进行数字与半物理仿真试验研究.提出了一种串级PID(proportional integration differential)+扭矩前馈+总距补偿的系统抗扰控制算法,并提出了基于机载简化发动机模型的多模式综合实时优化控制算法.试验结果表明:所建立的 直升机/发动机系统综合开闭环模型能够模拟发动机从起动到慢车再到直升机飞行的整个过程,自由涡轮转速超调量和下垂量均在4%以内,在不同飞行条件下,动静态品质均满足设计要求.本文还进行了综合系统多模式优化技术的半物理仿真,结果表明所设计综合控制律的良好工程应用前景.      

“嫦娥二号”卫星拓展试验轨道计算中心天体的选取

飞行器的星历积分不可避免涉及中心天体的选取问题。“嫦娥二号”卫星在拓展试验期间处于弱引力区,文章针对拓展试验期间的轨道状态,从受摄运动二体问题角度分析得出适宜选取太阳作为中心天体。进而结合真实力模型情况,使用行星星历表计算行星产生的摄动力,从理论上推导得出在忽略小天体摄动的前提下,由于摄动天体同时对中心天体和飞行器产生摄动作用,以地球为中心天体产生的摄动力类似于潮汐力,而以太阳为中心天体则不然,因而更适宜选取地球作为中心天体计算轨道运动问题     

天地信息一体化的飞行控制系统综合集成技术研究

针对天地信息一体化作战模式对武器的发展需求,提出了天地信息一体化作战条件下的飞行控制模式和流程。结合天地信息一体化的技术手段研究了信息化飞行控制系统综合集成方案,通过天地静态联通试验,验证了综合集成方案的可行性。     

高超声速飞机动力需求探讨

近年来,随着高超声速技术的长足进步,特别是在超燃冲压技术逐渐面向工程化的背景下,关于高超声速飞机及其动力系统的讨论也频繁出现。为了在宽速域条件下工作,基于不同热力循环工作模式的组合动力系统相继被提出,高超声速飞机的动力发展形式出现了百花齐放、百家争鸣的局面,也对高超声速飞机动力系统的选型提出了巨大挑战。通过对飞机发展史及高超声速相关发展技术的综述,阐述了现阶段组合动力是高超声速飞机动力主要发展方向这一结论,针对高超声速飞机需求,梳理和分析了几种高超声速组合动力系统的工作原理、工作特性及优缺点,并展望了采用组合动力系统对未来高超声速飞机研究带来的挑战。随着飞行速度的提高,高超声速飞机和动力系统的一体化势在必行。     

飞发一体化算力体系及算力参数敏感性

飞行器/发动机一体化是制约吸气式高超声速飞行器的核心和关键技术,本文针对高超声速飞发一体化构型开展了算力体系划分及算力参数敏感性研究。通过将一体化飞行器不同部件划分至气动和推进系统,研究了算力体系划分对气动/推进性能指标的影响,结果表明对于飞发一体化构型,在不同算力体系下表征的飞行器气动/推进性能可能存在较大差异,横向比较飞行器气动/推进性能必须在明确算力体系条件下进行。采用正交试验设计+方差分析的方法分析了飞行器算力对空域、速域、飞行姿态、气动热效应、真实气体效应5个因素的敏感性,结果表明壁面温度是影响飞行器轴向力计算的敏感参数,马赫数和攻角几乎影响所有气动指标。在研究范围内,雷诺数和气体比热比是飞行器气动性能的不敏感参数。     

气路闭环横向互联空气悬架车身高度调节

为进一步改善空气悬架动力性与能耗经济性,结合互联空气悬架系统与高低压罐气路闭环车身高度调节系统的优点,提出气路闭环横向互联空气悬架系统.针对传统空气悬架车身高度控制策略应用于互联悬架存在的移植性缺陷,构建专门适用于横向互联空气悬架的车身高度比例积分微分-脉冲宽度调制(PID-PWM)控制策略,基于MATLAB/Simulink建立整车数学模型并进行仿真分析.仿真结果表明该控制策略响应迅速,且避免了超调现象,解决了传统空气悬架车身高度控制策略应用于横向互联悬架的移植性缺陷等问题.搭建试验台架,进行车身高度调节试验并对储气罐不同初始气压下充放气时间及控制误差进行研究.试验结果表明,提出的控制策略能准确地实现气路闭环横向互联空气悬架系统车身高度的切换,验证了所建模型的正确性以及控制策略的有效性,储气罐不同初始气压对车身高度调节性能的影响研究为车身高度调节的参数选择提供了依据.      

接收模式下加罩天线系统特性的快速电磁仿真

针对接收模式下电大尺寸的天线-天线罩系统电磁特性分析问题,提出了一种全波法和高频法结合的混合算法:积分方程/修正型表面积分+多层快速多极子(IE/MSI+MLFMA)方法.该方法将由高频方法MSI得到的天线罩内场分布作为天线阵列的激励场,再利用基于体-面混合积分方程(VSIE)和MLFMA的快速全波分析方法精确计算天线阵;同时应用球谐函数展开、预处理技术、混合并行等技术进一步改进算法的计算效率.同传统的全波数值法相比,该方法在保证计算精度、满足工程需要的前提下,解决了求解计算时间长、计算效率低的问题,实现了对电大尺寸天线-天线罩系统的快速、高效仿真.      

一种基于相干叠加的复合载波导航信号捕获方法

针对复合载波导航信号多载波结构特征,基于检测性能、运算复杂度、硬件资源占用情况三方面的综合考虑,提出了一套适用于该信号的捕获架构和处理方法。该架构采用PMF-FFT算法对复合载波各子载波进行分别或统一处理,然后利用各子载波频点间隔信息,对信号进行循环移位并相干叠加,以充分利用信号能量进行检测判决。理论分析和仿真实验表明,与传统的卫星导航信号单载波捕获架构相比,该架构在有限的硬件资源和计算能力的情况下获得了较好的检测性能。     

直升机/粒子分离器一体化流场特性: 第二部分 桨盘载荷的影响

采用等效盘模型与全三维黏性仿真相结合的方法,对旋翼下洗流干扰下直升机/粒子分离器的一体化流场特性进行了仿真研究.验证了ROBIN(rotor body interaction)模型,对类“阿帕奇”直升机/粒子分离器进行了大、小前进比时不同桨盘载荷下的一体化流场特性仿真,并对比了一体化条件、孤立条件下粒子分离器工作特性差异.结果表明:小前进比时下洗流对粒子分离器进口的分离流结构影响较大,且下洗流携带动能的叠加使得一体化条件下扫气流出口的总压损失反而比独立粒子分离器低;较大前进比状态下,下洗流干扰使得齿轮箱外罩鼓包后的分离区位置向两侧偏移,范围相比无桨盘载荷状态有所扩大,不过其对粒子分离器气动性能参数的影响并不明显.