超声速串列静叶积叠优化分析

在进口超声速、气流转折角大的高负荷条件下,静叶通道中激波强度高,激波、附面层干扰引起的损失大,且静叶中三维流动引起的径向载荷分布不均匀,易产生角区分离。叶片积叠优化是提高风扇性能的一项有效技术。采用数值模拟的方式研究了不同积叠形式对优化串列静叶沿展向激波结构,改善叶排间流动匹配的作用。三维流动对比分析可以得出:高负荷串列静叶采用正弓形积叠,叶片展向载荷分布合理,静叶端壁角区分离损失减小,前后叶片排流动匹配较好,风扇性能进一步提高。     

保持飞行迎角恒定的动力补偿系统性能分析

论述了速度恒定动力补偿系统(APCS|u=0)和迎角恒定动力补偿系统(APCS|Δα=0)的主要工作原理和控制律。然后论证了APCS|Δα=0与APCS|u=0之间的关联,从而证明飞行迎角恒定系统在加快飞机的动态响应、保持稳态迎角不变的同时,也可以保持速度恒定(u=0),与APCS|u=0达到同样的效果。最后以舰载飞机自动着舰为例,进行了仿真验证。     

大攻角非对称涡特性及消除侧向力和力矩方法

本文提出了一个消除非对称力的头部外形方案。通过风洞实验,论证了方案是有效和稳定的。实验发现由对称涡向非对称涡的转变有一个不稳定区,建议用动态测力,得到与激光蒸汽屏流场相一致的结果,并研究其相互关系。     

基于光学测角数据的风云四号同步轨道卫星精密定轨

针对风云四号同步卫星的精密定轨和精度评估需求，首先利用地面光学测角数据对FY-4A卫星进行精密定轨，定轨后方位角和高度角的残差rms分别为0.25＂和0.45＂。与基于测距数据的轨道相比，位置精度在有测角数据的弧段内小于50m。进一步联合测角数据和测距数据对FY-4A卫星进行联合定轨，定轨后轨道重叠精度优于15m。利用联合定轨结果评估了基于测距数据的实时轨道产品精度，可以明显发现轨道精度随着测距数据的积累而逐步提高。     

考虑探测构形的多飞行器协同探测与制导一体化设计

针对多飞行器协同拦截机动目标时几何构形会影响协同探测和制导效果的问题，基于最优控制理论提出一种考虑探测构形的协同探测与制导一体化设计方法。基于飞行器相对运动学、动力学方程和双视线协同探测原理，建立了协同拦截模型。在制导设计中引入视线分离角参量以调制协同探测几何构形、减小相对距离探测误差，从而在制导全程增强协同探测效果。将相对距离协同探测结果应用到剩余时间和制导律解算中，基于最优控制理论实现协同探测与制导环节一体化设计。仿真结果表明：在目标进行不同程度机动的情况下，与修正比例导引律相比，所提方法在协同探测和制导方面均具有明显优势。     

反向交叉眼对单脉冲雷达干扰效果分析及仿真验证

交叉眼干扰被认为是对单脉冲雷达干扰最有效的方式之一。基于雷达方程建立了隔离平台回波下的两点源反向交叉眼干扰模型，推导了交叉眼干扰欺骗角一般性公式，研究了干扰机发射天线间距、干扰平台旋转角和干扰机相对雷达之间距离等参数变化对角度欺骗效果的影响，并依据单脉冲雷达接收机获取角度的信息处理流程，建立了单脉冲雷达接收机仿真模型，对交叉眼数学模型的正确性和局限性进行了分析。研究结果表明：单脉冲雷达越靠近两点源交叉眼干扰机中心线、干扰机两发射天线间距越大、与干扰机距离越近时，角度欺骗效果越好；单脉冲雷达的欺骗角度随着与干扰机距离的接近呈指数式增大；数学模型和仿真模型计算的单脉冲雷达角度误差最大值随干扰机天线与雷达天线中心连线的夹角的增大呈指数化增长。研究可为交叉眼干扰工程设计作参考。     

横流中空心锥形喷雾的扩散特性与影响因素

为了更好地理解和认识空心锥形喷雾射流与横向气流的掺混过程，基于可视化实验测量，针对空心锥形喷雾的初始雾化状态、喷射角度和雾化锥角以及横流速度等因素对空心锥形喷雾射流在横流中的扩散特性进行了系统分析。研究结果表明，随着横流速度的提高，流场中对称反旋涡对（CVP）结构变小，但其稳定性及产生的卷吸气流则是先增强而后减小；提高喷雾初始液滴的动量和数流率，均可以增大射流剪切层的贯穿深度和射流尾迹的伸展高度，同时使流场中CVP的涡量强度增大。基于实验测量结果，建立了空心锥形喷雾垂直入射横流条件下掺混流场液滴群CVP结构特征尺寸和剪切层轨迹的预测关联式。另外针对喷嘴雾化锥角和喷射角度的分析表明，当喷雾初始雾化状态相近时，随着雾化锥角的减小，流场中CVP的水平尺度减小但竖直方向尺度增大且结构更为稳定，同时喷雾液滴的贯穿深度增大；相比喷雾垂直于横流入射，当喷嘴以一定角度逆向横流入射时，CVP结构稳定性减弱，流场剪切层涡结构变大且剪切层区域液滴富集现象减弱，射流尾迹紊乱程度增加，反之，则流场剪切层涡拟序结构变小，射流尾迹现象减弱，CVP结构变小。     

比例与非比例加载下30CrMnSiA钢多轴高周疲劳失效分析

为了分析比例与非比例加载下,30CrMnSiA钢的多轴高周疲劳的失效规律。通过对30CrMnSiA钢材料开展比例与非比例(δ=90°)加载下的多轴高周疲劳试验,研究了应力幅比和相位差对疲劳寿命、断口特征及裂纹起裂角度的影响。试验结果表明,对于比例与非比例加载,随着应力幅比的增大,多轴疲劳寿命逐渐增加。对疲劳断口分析发现,裂纹萌生于试件表面,断口有明显的疲劳源区、扩展区和瞬断区,不同加载路径下的试件断口形式有明显差异。通过对起裂角度的分析发现,应力幅比大于0.25时表面裂纹有明显的第Ⅰ阶段向第Ⅱ阶段的转变,且第Ⅰ阶段沿着接近最大剪应力幅值平面方向扩展,第Ⅱ阶段沿着接近最大正应力平面方向扩展。此外,对典型试件的疲劳断口及表面扩展路径进行了分析,研究表明多轴疲劳试验试件裂纹的特征比值在0.3~0.5之间,且裂纹沿深度方向扩展至300 μm时占总寿命的85%以上。      

逆向进气复合角发散冷却孔流量系数试验

针对回流燃烧室外环壁面冷气与燃气流动方向相反的情况,试验研究了发散孔进气方向与环腔通道气流流动方向相反的条件下,复合角发散冷却孔流量系数随发散孔倾角(25°~55°)、偏角(90°~180°)及压降系数等参数的变化规律。研究结果表明:复合角发散孔的流量系数随倾角的增大而增大,随偏角的增大而减小；随着压降系数的增大,复合角发散孔的流量系数先呈近似线性增长,当压降系数大于0.95后,呈非线性增长且增长速度减缓。      

考虑捷联导引头最小视场角约束的制导策略

针对高超声速飞行器捷联导引头，提出导引头最小视场角（FOV）约束问题。首先分析了导引头视线角变化规律，指出在攻击固定目标时，导引头最小视场角约束在弹道末段无法被满足，导引头将丢失目标。在此基础上，基于缩短导引头丢失目标距离的目标，提出一种满足导引头最小视场角约束的制导策略。该策略不依赖于末制导律形式，当最小视场角约束无法被满足时，改变原有制导指令，主动改变弹道轨迹以增加弹体视线角，避免超出视场范围。其次，针对飞行器过载约束，设计了制导策略切换点，在到达切换点时该制导策略将结束工作，避免末端过载过大超出约束。通过对比仿真验证了所提出制导策略有效性，能够大幅度减少导引头丢失目标距离，工程上有利于提高末端命中精度。