基于非定常RANS方程的刚性旋翼流场分析

为了掌握刚性直升机旋翼在高速飞行条件下的关键气动特性，本文通过求解三维非定常雷诺平均N-S(Reynolds-averaged Navier-Stokes, RANS)方程并基于多块结构化网格有限体积方法(Finite volume method, FVM)对直升机旋翼悬停及前飞状态的复杂绕流流场进行了数值模拟，讨论了动态流动分离、展向流动影响及反流等复杂气动特性的影响。分析了旋翼总距对气动载荷的影响及后行阶段的非定常反流效应，并分别揭示了该旋翼在悬停和大速度前飞状态下显著不同的气动力规律。数值计算表明，悬停状态该旋翼拉力值随总距线性增大，而在大前进比(Advancing ratio, AR)飞行时，其后行侧桨叶根部反流导致截面非常规压力分布，拉力主要由前行侧桨叶提供。数值预测结果与风洞试验结果的比较显示了良好的一致性。     

圆柱贮箱内液体非线性稳态晃动实验及动力学特性分析

针对圆柱贮箱内液体非线性稳态晃动力和力矩动态信号的采集与分析问题,设计了一种能同时实现充液贮箱整体固定安装和液体动态晃动力、力矩精确测量的实验装置,给出了相应的实验数据采集、分析和处理方法。通过开展大量实验,将实验数据与CFD仿真结果进行细致对比后发现:在旋转晃动状态下,CFD仿真结果存在明显的计算偏差,不便被独立的用于完整揭示贮箱内液体晃动的真实特性。最后,归纳了贮箱内液体的非线性稳态晃动行为随横向外激励频率的变化规律,并对比分析了驻波晃动、拍振晃动、多类复杂的旋转晃动等多种不同形式的非线性稳态晃动行为对运载工具控制系统的任务执行效率和稳定性的影响。     

巡航导弹可折叠弹翼支架中驱动装置工作状态的分析与研究

根据巡航导弹可折叠弹翼支架中驱动装置的工作条件,分析了不同安装形式的受力状态,指出现有机构的不足之处,提出了新的设计方案和实施新方案的具体措施,并对新方案中驱动装置的行程变化状况和动力特性进行了较为详细的分析。     

用双重曲柄滑块机构范成加工凸轮的机构设计与分析

在对凸轮的设计及加工问题进行研究时，提出了一种新型的由双重曲柄滑块机构组成的凸轮轮廓范成装置。讨论了该范成装置的适应范围，分析了用该范成装置加工的凸轮所能实现的运动规律以及对砂轮尺寸误差的补偿问题。     

考虑驾驶员反应特性的倾转旋翼机单发失效轨迹优化

为了能在倾转旋翼机单发失效轨迹优化的研究中考虑到驾驶员的反应特性,建立相应的增广飞行动力学模型并进行计算分析。首先,以倾转旋翼机基本纵向刚体飞行动力学模型为基础,建立旋翼拉力系数、旋翼后倒角与操纵杆量之间的关系,并引入延迟环节、惯性环节和操纵速率限制来模拟驾驶员的反应特性,形成适用于倾转旋翼机单发失效轨迹数值优化研究的增广飞行动力学模型。然后,采用直接转换法将轨迹优化对应的最优控制问题转化为非线性规划问题进行求解。最后,以XV-15倾转旋翼机为样机,计算短距起飞单发失效后的最优着陆过程,并与相关文献结果进行对比。对比结果表明:考虑驾驶员的反应特性后,优化得到的状态量、需用功率、拉力系数和旋翼后倒角变化更加柔和,着陆时间和距离有所延长,操纵杆量变化更加合理。除此之外,随着驾驶员感知延迟时间增加,最优着陆过程所需时间会增加,且着陆时触地速度也会增大,但操纵量变化趋势基本一致。考虑驾驶员反应特性的倾转旋翼机单发失效轨迹优化可以为驾驶员实施安全着陆提供更加有用的依据。     

太赫兹成像系统的研究

文章介绍了工作在375GHz的太赫兹成像系统,成像系统由3个透镜、返波管源、倍频器、戈莱盒、金属线栅和示波器等部分构成。并用硬币做了太赫兹反射成像实验以验证成像系统效果。太赫兹信号照射到硬币上,逐点扫描硬币,检测经反射的太赫兹信号,提取出其信号幅度。实验结果表明成像效果良好,并采用非线性频谱外推算法对原始图像进行处理,提高了图像可视性。     

Roll-pitch-yaw autopilot design for nonlinear time-varying missile using partial state observer based global fast terminal sliding mode control

The acceleration autopilot design for skid-to-turn (STT) missile faces a great challenge owing to coupling effect among planes, variation of missile velocity and its parameters, inexistence of a complete state vector, and nonlinear aerodynamics. Moreover, the autopilot should be designed for the entire flight envelope where fast variations exist. In this paper, a design of inte-grated roll-pitch-yaw autopilot based on global fast terminal sliding mode control (GFTSMC) with a partial state nonlinear observer (PSNLO) for STT nonlinear time-varying missile model, is employed to address these issues. GFTSMC with a novel sliding surface is proposed to nullify the integral error and the singularity problem without application of the sign function. The pro-posed autopilot consisting of two-loop structure, controls STT maneuver and stabilizes the rolling with a PSNLO in order to estimate the immeasurable states as an output while its inputs are missile measurable states and control signals. The missile model considers the velocity variation, gravity effect and parameters’ variation. Furthermore, the environmental conditions’ dynamics are mod-eled. PSNLO stability and the closed loop system stability are studied. Finally, numerical simula-tion is established to evaluate the proposed autopilot performance and to compare it with existing approaches in the literature.     

飞机大攻角气动力建模研究进展

在飞机大攻角气动力建模领域中，将已有的模型归纳为代数模型、积分模型和微分方程模型三类。文章给出了非线性气动力两种常用的代数模型──多项大模型和样条函数模型；简要阐述了非定常气动力积分模型的建立及其简化过程；重点综述了新近开发的微分方程模型，从有分离的翼型和有涡破裂的三角翼气动力模型形式推广出微分形式的飞机大攻角气动力模型。应用实例表明，积分模型和微分方程模型能够描述大攻角气动力的非定常增升和迟滞效应。     

计及分离的机翼低速气动特性的一种近似计算方法

本文介绍一种计算带分离的大中层弦比、小后掠角机翼低速气动特性的近似方法。根据给定机翼的平面形状和几何迎角,按线化升力面理论算出升力和力矩沿展向分布的第一次近似值。再逆向应用升力面理论估算下洗流场,从而近似地得到各个削面的有效迎角。然后根据有效迎角及雷诺数,从翼型实验数据得到相应的升力和力矩分布的第二次近似值。如此反复迭代直至收敛为止。     

旋转式战术导弹马格努斯效应的实验研究

本文介绍了旋转弹在低速风洞中 Magnus 效应的实验研究结果。通过不同组合体的实验,如光弹,“一”字型前翼+强身,弹身+“十”字型尾翼,“一”字型前翼+弹身+“十”字型尾翼,分别研究了旋转对弹纵向气动特性的影响及弹的 Magnus 效应特性。