四分量片式铰链力矩天平技术及风洞实验应用研究

针对目前风洞铰链力矩实验中的一种三分量片式结构铰链力矩天平没有轴向力测量元件的不足,提出一种切实可行的四分量片式结构铰链力矩天平设计方案,进行了物理样机的研制,应用于某模型升降舵风洞铰链力矩实验中。实验结果与理论分析获得了良好的一致性,在舵面偏角为21°时,由忽略轴向力测量带来的舵面法向力系数相对误差百分比为14.7%,舵面弦向压心位置相对误差百分比为17.2%。     

双三角机翼前缘涡襟翼的试验研究

通过风洞试验对双三角翼的内涡襟翼及外涡襟翼进行了研究。探讨了影响涡襟翼效率的各种因素及其规律,其中包括机翼前缘区状态、涡襟翼形状、涡襟翼偏度、内、外涡襟翼的搭配以及后缘襟翼效率等。尤其是根据内外翼涡场的不同研究了复合平面形状机翼内涡襟翼与外涡襟翼设计上的特点,为设计双三角翼的涡襟翼提供了参考数据。研究结果表明,正确设计前缘涡襟翼与后缘襟翼可以优化大后掠双三角机翼的低速性能。     

暂冲式风洞大开角扩散段性能的实验研究

布置有多层孔板（丝网）的大开角扩散段通过参数的优化设计,可有效缩短暂冲式风洞启动时间,均匀进入稳定段的气流速度,并降低阀后噪声和气流脉动。针对某大型暂冲式风洞大开角扩散段设计关键技术开展专题研究,设计并进行了不同扩散段扩开角角度和中心体分流锥型式的组合实验,从压力损失、出口截面速度分布和降噪特性三个方面进行了对比分析。试验结果表明：试验件45°扩开角＋65°平底锥的压力损失相对最小,而增加导流尾锥的中心分流锥由于底部难以形成稳态的分离涡使得其压力损失明显偏大,其它试验件组合的压力损失值则相接近;各试验件出口截面的速压分布均呈现以中轴线对称分布的双驼峰趋势,且孔板的开孔率偏高时出口剖面速度分布相对更平滑;试验马赫数下的大开角段对气流噪声的消声量约为12～14dB,对频率在2kHz以上的气流噪声具有相对较强的消声能力,同时气流经过设置有多层孔板的大开角扩散段后,气流波动幅值明显降低,气流脉动得到有效地抑制。     

声学风洞风扇段流场特性数值模拟

风扇段是声学风洞的核心部段之一,风扇气动性能和声学性能对风洞的能耗与试验段背景噪声有重要影响。为了获得静叶构型的优化设计参数,采用数值模拟方法,对0.55m×0.4m低湍流度航空声学风洞风扇段的流场特性进行了研究,根据叶片的流动现象,分析了风扇段内部的工作形态,并将其性能与试验数据进行了对比,结果证明该方法能对风扇段性能进行较为准确的模拟。采用该方法得到了动静叶间距、静叶后掠、静叶倾斜对风扇气动性能、流场形态和噪声的影响,静叶后掠对气动性能的影响较小,有助于减小出口的旋转速度,增大动静叶间距对气动性能的影响较大,会增大出口的旋转速度,而静叶倾斜是最适宜的降噪方式。     

Spatial variation of the supersonic thermal plasma flow downstream of the termination shock

In this paper we start from the most recently observed fact that the solar wind plasma after passage over the termination shock is still supersonic with a Mach number of about 2. To explain this unexpected phenomenon and to predict the evolution of properties of the downstream plasma flow we here consider a two-fluid proton plasma with pick-up protons as a separate suprathermal, second proton fluid. We then formulate a self-consistent system of hydrodynamical conservation equations coupling the two fluids by dynamical and thermodynamical coupling terms and taking into account the effects of newly incorporated protons due to charge exchange with the H-atoms in the heliosheath. This then allows us to predict that in the most probable case the solar wind protons will become subsonic over a distance of about 30 AU downstream of the shock. As we can also show, it may, however, happen that the plasma mixture later again reconverts to a supersonic signature and has to undergo a second shock before meeting the heliopause.     

密集烘烤过程中烤房叶间风速指标的灰色关联聚类分析

在烘烤过程中,密集烤房内部不同位点的风速之间密切又复杂.为确定风速指标间的关系,测定了密集烤房内405个风速值,对15个风速指标进行了灰色关联聚类分析.结果表明：当聚类临界值为0.8时,15个风速指标可被聚为2类;当聚类临界值为0.7时,15个风速指标可被聚为1类.通过分析,密集烤房内部同一平面不同位点的风速差异较小,可视为均匀一致,密集烤房能够保证装烟室同一层烟叶整体上均处于同样的变色和干燥环境下,从而能够在理论上保证其烟叶相同的烘烤质量.     

基于特征模型的高超声速飞行器姿态控制器与自适应滤波算法的设计

提出一种基于特征模型的强跟踪无迹卡尔曼滤波（CSUKF）算法对状态和参数进行联合估计,利用特征模型参数构造时变的二阶状态转移阵,使滤波和辨识模型简化;结合强跟踪滤波（STF）的强跟踪能力和无迹卡尔曼滤波的（UKF）的非线性高逼近性对含测量噪声的高超声速飞行器系统进行参数辨识和滤波,并将其与非线性黄金分割自适应控制律相结合,对高超声速飞行器进行姿态控制.最后,将提出的CSUKF与基于特征模型的无迹卡尔曼滤波（CUKF）和基于特征模型的普通扩展卡尔曼滤波算法（CEKF）进行比较,仿真结果说明CSUKF与非线性黄金分割自适应控制律相结合可以有效改善控制的平稳性,且具有更好的滤波精度和系统输出,从而能更好地处理含测量噪声情况下的高超声速飞行器的辨识与控制问题.     

高超声速飞行器自抗扰分数阶PID控制器设计(英文)

自抗扰控制器利用跟踪微分器可解决超调量及快速性之间的矛盾,分数阶PID控制器在提高控制品质的同时扩大了被控系统参数的稳定域。结合自抗扰技术及分数阶PID控制器设计了自抗扰分数阶PID控制器,并应用于高超声速飞行器再入姿态控制。仿真结果表明,自抗扰分数阶PID控制器对于高超声速飞行器非线性模型及强外干扰的影响下具有很好的控制效果,并且有较大的稳定域,即针对被控系统参数变化具有更强的鲁棒性。     

雷诺数对粗糙表面翼型气动性能的影响

采用Spalart-Allmaras湍流模型研究风力机专用翼型DU00-W-212的气动性能。在雷诺数小范围变化的情况下,应用数值模拟的方法对粗糙翼型和光滑翼型的气动特性进行对比。探讨雷诺数小范围变化对粗糙翼型气动特性的影响,并分析升阻力的变化机理。比较升阻力曲线,发现粗糙度对升力系数影响最大的区域在迎角10°附近。小迎角的情况下,前缘粗糙度会使得翼型的升力系数下降,阻力系数反而上升。在大迎角失速的情况下,粗糙翼型的阻力系数反而小于光滑翼型的阻力系数。为了增加叶片适应恶劣沙尘环境的能力,在叶片设计和翼型排布的过程中应该尽量避开升力系数最大的迎角处。     

国外高超声速组合推进技术概述

推进技术是高超声速武器的核心技术,以超燃冲压发动机为基础的高超声速组合推进技术是高超声速武器的首选动力方案。本文介绍了几种以超燃冲压发动机为基础的组合推进方案,并简要介绍了美国、日本以及印度的技术发展现状。