无人机综合飞行/推力矢量控制

以某无人机为背景,主要研究大机动时带推力矢量的综合飞行/推进控制系统的设计方法。应用非线性动态逆方法,根据无人机本身具有明显不同时间尺度差异的动力学特性,结合奇异摄动理论将控制变量按照响应快慢分为4个回路进行了控制器的设计与仿真;设计推力矢量控制和气动控制相结合的控制器,实现飞行和推力矢量的控制综合;将无人机的任务转化为对飞行控制的限制条件,对所设计的控制系统进行了数字仿真,结果表明所设计的控制器能够满足飞机做大机动时的控制要求。     

球型收敛调节片喷管静态内性能数值研究

基于CFD数值计算软件,针对喉部宽高比为2.083的球型收敛调节片喷管,进行了矢量与非矢量状态下的内性能数值研究。考察了在不同俯仰和偏航矢量状态下,喷管推力系数、流量系数的变化及落压比对气动矢量角的影响。结果表明:俯仰和偏航两种矢量状态对喷管的推力系数、流量系数产生的影响都在3%以内。喷管的俯仰是通过同时转动上下扩张板来实现的,其与偏航作动相比表现出对性能更大的影响;另外发现在设计压比之前,气动俯仰角出现了随落压比先增大后减小的趋势,而设计压比之后渐渐趋于不变,基本和几何俯仰角相等,但落压比对气动偏航角却没有表现出太大的影响。     

高超声速飞行器单壁膨胀喷管的自动优化设计

为了提升高超声速飞行器单壁膨胀喷管的升力和推力,对其进行了优化设计。介绍了超声速流场的分区推进求解技术、流动的时间迭代和超声速流动的空间推进求解方法。对高超声速飞行器的单壁膨胀喷管进行了参数化描述。实现了喷管二维网格的自动生成。借助成熟的单目标和多目标优化软件,对喷管的推力和升力进行了优化。优化后的喷管在推力和升力方面有了大的提高。所采用的超声速流场分区推进求解和空间推进求解技术使得优化过程在单个CPU上能快速完成。     

二元双喉道射流推力矢量喷管的数值模拟研究

对二元双喉道射流推力矢量喷管的设计规律进行了数值模拟研究.结果表明,空腔长度、空腔扩张角、空腔收敛角、上游喉道高度等设计参数对喷管的推力系数、矢量效率以及内部流态均有着显著影响.研究中获得的较优的参数组合方案为:空腔长度2.61,空腔扩张角10°,空腔收敛角30°,上游喉道高度1.0,次流注入角150°(长度尺度以下游喉道高度无量纲化).当主流压比为4、次/主流压比为1.08、次流量为主流的2.5%时,该方案获得了14.34°的矢量角,且推力系数为0.967.      

收敛-扩张喷管中运用激波矢量控制法的计算研究

采用二阶TVD格式的有限体积法耦合RNG k-ε湍流模型和非平衡壁面函数求解二维守恒型雷诺平均N-S方程，数值模拟了运用激波矢量控制法的二维收敛一扩张喷管中的流动现象，很好的模拟出了由于次流喷射所产生的激波及上下壁面的压力分布，并将计算结果与国外的实验结果进行了对比。     

球面收敛二元扩张矢量喷管热射流特征的实验研究

为了获得球面收敛二元扩张矢量喷管热射流特征，在小型热射流实验台架上运用红外热像显示和流场测量，在总温673～823K、喷管落压比(NPR)1．46～2．25状态下，对不同喉道宽高比、俯仰角和偏航角的热射流特征进行了实验研究。在本研究范围内，NPR对矢量喷管上壁面附面层流动影响不大；在扩张上壁附面层分离的情况下．壁面附近的流线被上抬，形成“马鞍”形异型总压分布；喷121出121下游的激波呈现一连串的“葫芦”状，随喷管矢量角的增大，流场的不对称性越明显；在收扩喷管喉道宽高比（ARi）为2时，热射流被分成两股。     

大庆RP-3航空煤油热物性分析

1引言在超燃冲压发动机的实际运行过程中,吸热碳氢燃料通常被当作冷却剂去吸收气动加热和燃烧施于机体的热量,其温度和状态随着飞行马赫数的不同而发生变化。与液态燃料相比,在加热条件下,燃料的热物理特性及其喷注、混合和燃烧等过程有很大的不同,例如,临界点附近燃料的热力学     

激波诱导二元矢量喷管内流特性数值研究

采用三种不同湍流模型分别对激波诱导二元矢量喷管内流场进行计算,并将计算结果与模型试验结果进行了分析比较,得出重整化群(RNG)k-ε二方程模型为文中数值模拟中最有效的湍流模型。对该型喷管的计算结果分析表明,喷管矢量角的计算值和实验值基本吻合;在NPR=4,ω=9.6%情况下,矢量角最大可以达到16.61°;注气位置、注气压力和喷管落压比对矢量角的影响比较大。      

波瓣喷管-狭长出口弯曲混合管引射混合特性分析

针对波瓣喷管和具有狭长出口的弯曲混合管所构成的引射-混合系统,进行了引射和混合特性的实验和数值研究,获得了主流和引射气流相互混合过程中的速度场、压力场和温度场的相关信息,以及表征引射-混合系统总体性能的引射系数和总压恢复系数等结果,对比表明数值计算和实验数据的相对误差在15%以内。由于弯曲混合管的出口狭长,弯曲混合管的混合流动受到流向旋涡和弯管二次流的共同影响,形成了有别于常规椭圆形出口截面混合管的一些独特的流动现象和特征。      

高空模拟试验中发动机推力的确定与应用

本文介绍了发动机高空模拟试验中发动机推力的确定机理和模拟偏差对推力确定的影响,分析了HB6213—89中推力计算与修正公式的适用范围,探讨了发动机推力测试结果在发动机性能预测和性能仿真中的重要作用。