典型翼型参数化方法的翼型外形控制能力评估

现代飞行器的精细化设计需求要求翼型参数化方法具有精准的翼型外形控制能力。依据标准的风洞模型公差要求,以五个典型翼型作为测试翼型,分别对Hicks-Henne参数化方法、样条参数化方法、PARSEC参数化方法和CST翼型参数化方法的翼型外形控制能力进行评估,依据每个翼型参数化方法的评估结果并结合其固有特点进行适应性分析。结果表明:四种翼型参数化方法对翼型外形的控制能力存在较大差别,具有不同的适用范围。评估典型翼型参数化方法的所得结果可指导设计人员依据具体的设计需求选择适当的翼型参数化方法。     

引气冷却模型对涡轴发动机总体性能的影响研究

随着现代涡轴发动机性能的不断提高,其热力循环参数和引气量显著增加。针对这一问题,建立考虑压气机引气位置可变和涡轮中冷却气参与做功的涡轴发动机性能计算模型。当压气机引气位置变化时,采用流量平衡和功率平衡同时修正法计算发动机性能;涡轮冷却计算模型则考虑了第一级导向器叶片冷却气的做功。与传统涡轴发动机性能计算模型的计算结果对比表明:本文的计算模型能够合理反映引气量和引气位置对发动机特性的影响,更接近发动机的真实物理过程,可为发动机空气系统设计提供输入。     

基于粒子群算法的海上风机叶片优化算法研究

提出了一种针对不同风场条件提高海上风力发电机叶片气动效率的方法.风力发电机叶片是风机效率的核心部件,叶片在不同海上风场条件下功率差别很大,这导致了风机效率的降低.通过引入改进粒子群优化算法(PSO),基于修正动量叶素理论(BEM),对叶片沿展向的弦长分布和扭转角进行针对特定风场条件的气动优化.以美国再生能源实验室提供的5MW海上风机叶片作为算例,结合我国东海风场条件,叶片优化后平均功率提高了6.7％,取得了理想效果.结果表明,该优化方法具有较高的气动优化效率.     

低压涡轮叶栅流动中转捩模型的校验及改进

为评估并提高现有转捩模型的预测精度,采用计算流体力学(CFD)软件FLUENT 12.1,选取层流模型、全湍流模型、剪切应力输运(SST)低雷诺数模型、k-kl-ω模型以及γ-Reθ模型对低压涡轮叶栅T106-EIZ进行数值模拟,通过与实验数据的对比校验了后3种模型对于转捩以及相关参数的模拟能力,并对结果以及模型的作用机理进行分析,校验结果表明所有模型都不能准确地预测分离流转捩以及尾迹诱导转捩.选取预测效果较好的γ-Reθ模型进行了修正,提出通过修改间歇因子输运方程中的参数Ca1和Ca2的方法来修正该模型,结果表明该方法可以提高模拟精度.     

高超声速滑翔再入飞行器弹道估计的自适应卡尔曼滤波

采用传统状态增广法对高超声速滑翔再入飞行器(HGRV)进行弹道估计,存在模型简化误差过大和过程噪声方差难以构造的问题.依据目标运动特性和模型简化误差定量分析结果,状态方程改进为采用圆形地球模型和拟合大气模型并考虑哥氏力.采用一阶Markov过程描述气动力参数,将过程噪声方差构造为气动力参数方差和机动时间常数的函数,时变气动力参数方差采用“渐消记忆”的统计估计法由气动力参数估计值序列统计获得,而存在跳变的机动时间常数则作为运动模式采用变结构交互多模型法与运动状态一起估计.仿真结果表明,所提算法对位置、速度和气动力参数的估计精度优于传统算法,具有较好的工程实用性、鲁棒性和效费比.     

推力器故障的刚体航天器自适应变结构容错控制

 针对刚体航天器存在未知惯量参数、推力器故障以及控制受限的姿态控制问题,提出了一类自适应变结构容错控制方法,显式地引入推力器输出的饱和幅值,以确保控制输出在其要求界的范围内;同时,引入控制参数在线自适应调整技术,提高了控制律对参数、干扰以及故障变化的自适应能力;对设计者而言,推力器故障信息不需要进行在线检测和分离。此外,进一步考虑存在推力偏差对系统性能的影响,设计控制器参数使得闭环系统对这类推力偏差具有L₂增益稳定性。最后,将设计的控制器应用于航天器的姿态机动控制,仿真结果表明该控制器能有效地抑制外部干扰、参数不确定性和推力器各种故障的约束,在完成姿态机动的同时,保证其控制输出满足饱和受限界的要求。     

2种涡轮燃烧形式的涡扇发动机性能研究

为了研究不同涡轮燃烧形式对大涵道比涡扇发动机的性能影响,在传统发动机数学模型的基础上,分别加入各型涡轮燃烧结构的热力学计算模型,分析比较了在不同工作过程参数下,4种带涡轮燃烧结构发动机与传统发动机的性能（单位推力和单位燃油消耗率）随风扇增压比、高压压气机增压比、高压涡轮进口总温和涵道比的变化关系。结果表明：涡轮级间燃烧室（ITB）与涡轮叶间燃烧室(TIB)各有特点,但都能够明显提高传统分别排气涡扇发动机的性能,其中高压涡轮叶间燃烧室（HTIB）效果尤为突出     

GE90-115B发动机结构设计特点分析

GE90-115B发动机是目前世界上推力最大的发动机,由GE90-94B发动机衍生发展而来.与传统的衍生发展不同,GE90-115B发动机的高压压气机减少1级,风扇转子支承作了重大改变,将1号滚珠轴承改为直径特大的滚棒轴承,滚珠轴承则置于风扇轴后端处.对风扇转子支承方式的变化作了深入分析,同时对风扇、高压压气机、低压涡轮、轴承等的结构设计改进进行了分析,可供航空发动机结构设计人员参考.     

变结构制导规律及其实现

由于变结构控制的滑动模态具有完全的自适应性,不必全面研究系统的各种摄动及外干扰,只需根据高速度大机动目标的特点,对其实现自适应,将各种干扰及偏差的影响归人有关增益系数上加以考虑。应用变结构滑膜控制理论,推导了出一种适用于拦截高速大机动目标的空间制导规律,该制导规律能将系统引向滑动面并保持在其上运动。算例仿真证明,变结构项保证了对目标机动的鲁棒性,简单易行利于工程实现。     

Precise control of a magnetically suspended double-gimbal control moment gyroscope using differential geometry decoupling method

Precise control of a magnetically suspended double-gimbal control moment gyroscope (MSDGCMG) is of vital importance and challenge to the attitude positioning of spacecraft owing to its multivariable, nonlinear and strong coupled properties. This paper proposes a novel linearization and decoupling method based on differential geometry theory and combines it with the internal model controller (IMC) to guarantee the system robustness to the external disturbance and parameter uncertainty. Furthermore, by introducing the dynamic compensation for the inner-gimbal rate-servo system and the magnetically suspended rotor (MSR) system only, we can eliminate the influence of the unmodeled dynamics to the decoupling control accuracy as well as save costs and inhibit noises effectively. The simulation results verify the nice decoupling and robustness performance of the system using the proposed method.