先进的短距起飞垂直降落(ASTOVL)升力风扇飞机的动态逆控制

研究了推力矢量喷管、升力风扇以及气动舵面共同作用下 ASTOVL升力风扇飞机的飞控问题 ,采用非线性动态逆理论进行控制系统的设计。针对 ASTOVL升力风扇飞机的俯仰控制设计了动态逆控制律 ,并将所设计的控制律进行了仿真。结果表明 ,该方法能够满足控制系统性能的要求 ,具有工程应用前景。     

二元双喉道射流推力矢量喷管流动参数影响的数值研究

采用数值模拟方法研究了不同流动参数对二元双喉道射流推力矢量喷管(Dual-throat fluidic Thrust-vectoring Nozzle,DTN)内流特性和推力矢量控制效果的影响。结果表明,DTN在非推力矢量情况下,NPR在3~4范围时,推力系数较大,达到0.968,而流量系数较小,仅为0.93;NPR再增大,推力系数迅速下降。在推力矢量情况下,落压比一定时,随着次流流量比的增加,推力矢量角增加,而流量系数、推力系数、推力矢量效率减小;次流流量比一定时,随着落压比的增加,推力矢量角减小,系统推力系数先增加后减小,流量系数略微增加。     

涡扇发动机性能退化缓解控制与推力设定

为了补偿性能退化发动机的推力损失,减轻飞行员工作负担,提高推进系统的自动化程度,开展了涡扇发动机性能退化缓解控制(EPDMC)研究。针对某型涡扇发动机部件级模型设计了具备稳态控制、加/减速过渡态控制和极限保护等功能的基准控制器;在此基础上设计了外环推力控制回路,给出1种在多参数约束下的推力设定方法,并设计了合理的切换逻辑确保内外环控制器能协调工作。MATLAB/Simulink下的仿真结果表明:该智能改进控制系统架构可以在保证发动机安全工作的前提下,通过合理地设定期望推力,最大程度地补偿推力损失,维持油门杆角度和推力的对应关系近似不变。     

TVC/PSM飞机的过失速动态边界及敏捷性分析

以飞机为质点，考虑在最少输入数据情况下，曲于转弯速率图并从能量的角度计算和分析了TVC/PSM飞机的过失速动态边界，选取敏捷性尺度空战周期时间和指向裕度，对比分析了TVC/PSM飞机和传统飞机的敏捷性，得出了一些有益的结论，并提出了一些建议。     

基于有限Fourier级数的航天器转移轨迹设计

针对航天器小推力转移轨迹的初始设计问题，利用基于三阶Fourier级数的设计方法实现了航天器小推力的多圈转移。同时，基于有限Fourier级数的形状法，对具有多个约束条件的小推力多圈转移轨迹进行了优化设计。选取了共面同轴同偏心率的初始和末端轨道位置，对所提出的方法进行了仿真验证。结果表明：与改进逆五阶多项式形状法相比，所提出的方法虽然增加了转移时间，但当转移圈数为5圈、有限Fourier级数的项数为10时，可减少将近75%的转移速度增量，同时大大减小了所需的最大推力加速度的值。     

高空发动机试车台矢量推力现场动态校准技术

根据发动机试车台矢量推力现场动态校准需求，通过系统化论证，针对试车台的技术要求及校准需求，解决发动机试车台现场实际使用和实验室校准条件不同造成的附加测量误差、试验台推力无法整体校准等问题。文中提出了利用摆锤式动态力加载装置实现标准矢量力加载的方案，为了验证设计方案的可行性，利用现有的设备研究验证校准方案，通过试验和分析给出了校准不确定度。结果表明：该方案动态性能优异，响应迅速，动态校准不确定度为2.2%，能满足高空发动机试车台矢量推力测试的需求，为后续进一步准确测试矢量推力提供了依据。     

某飞行器推力矢量试验测力装置研制

为满足某飞行器推力矢量试验的测试要求,采用两台六分量应变天平和一个空气桥组成测力装置来实现飞机全机气动力和喷管推进特性同时分别测量。基于有限元软件,对天平的应变及空气桥对天平的干扰进行了分析。结果表明:空气桥对天平力分量的干扰值优于5%,对力矩(滚转力矩除外)分量的干扰值优于15%,达到了设计指标。通过校准获得了单独天平、天平带空气桥(充压、不充压)状态下的校准公式,校准结果表明:两台天平各分量的综合加载误差均优于0.3%,天平带空气桥(充压、不充压)状态下各分量的综合加载误差优于0.5%,空气桥对天平的干扰量值与有限元分析结果一致。理论分析与实测结果证明:研制的天平及空气桥达到了预定目标,它的测量精准度高,满足推力矢量风洞试验需求。     

反推力装置结构优化设计

根据叶栅式反推力装置结构及其工作原理,建立了反推力装置运动学与动力学数学模型,以此为基础,取反推力装置对作动系统的最大负载力极小化为目标函数,装置各运动机构满足几何关系为约束条件,建立反推力装置结构优化模型。通过反推力装置运动学及动力学仿真,并分析在不同结构参数下反推力装置运动学及动力学特性,验证了所建立模型的合理性与正确性。在Matlab环境下采用惩罚函数法对反推力装置进行结构优化设计,结果表明：优化后的反推力装置正向最大负载力下降了24.5%,负向最大负载力下降了16.3%,且各个机构运动不出现干涉,整个反推力装置可正常工作。论文建模方法与优化结果可为反推力装置结构设计提供参考。     

离心叶轮背腔复杂流态及调控方法研究进展

因叶轮/扩压器转静间断,离心压气机级中必然存在引气腔并对级性能产生影响,中小型航空发动机/燃气轮机用半开式离心叶轮中背腔引气影响尤为突出。从简化及真实离心叶轮背腔流态研究、复杂流态调控方法、对级气动性能影响、叶轮/扩压器/背腔多维度耦合模拟方法等方面进行了综述,展示了背腔引气对风阻损失、轴向力平衡、油/气密封及冷却气输送等多方面重要影响,并对其可能的先进设计方法进行了分析与展望。     

不同舵翼操纵面形式的水动力及艇后流场特性数值模拟研究

为研究共翼型舵和非共翼型舵两种操纵面形式的艇后流场特性及螺旋桨推进特性,基于SST(Menter)湍流模型建立了SUBOFF标准潜艇模型尾流场数值预报模型。经试验结果验证,所建立数值模型进行潜艇尾流场及螺旋桨推进性能预报具有较高精度。将SUBOFF潜艇模型的水平舵改进为共翼型舵及非共翼型舵,对艇后流场及水动力性能进行了预报。数值结果表明：在舵角小于10°时,共翼型舵使潜艇的俯仰力矩和垂向力相对非共翼型舵提升20%以上;在舵角超过10°时,共翼型舵的水动力优势随着舵角增大而减小。尾部流场预报显示：共翼型舵在小舵角时可以有效的消除舵翼结合处的涡流,同时共翼型舵可以有效的降低桨盘面伴流的不均匀性,对尾流品质的改善效果优于非共翼型舵。螺旋桨计算结果显示：共翼型舵螺旋桨推进系数在大部分舵角下都小于非共翼型舵,在舵角为20°时,共翼型舵相对非共翼型舵推力系数下降3.5%,扭矩系数下降2.4%;同时共翼型舵的桨盘面流场均匀度要优于非共翼型舵,舵角为5°时,共翼型舵桨盘面处流场不均匀度相对于非共翼型舵要降低7.1%,舵角为25°时则降低25.1%。