面向控制的燃油调节器动态特性研究

作为吸气式发动机燃油控制系统的被控对象,燃油调节器的动态特性对调节器自身的性能优化和控制系统设计均至关重要。基于燃油调节器的工作原理,采用集中参数法建立了燃油调节器的非线性模型,对其进行小偏差线性化得到其状态空间模型,计算获得其传递函数,并详细分析了燃油调节器的动态特性影响因素,为燃油调节器性能优化提供参考。通过模型降价简化传递函数模型获得其一阶模型,分析表明一阶模型和原模型的频域特性符合的很好,低阶模型能够表示燃油调节器的动态特性,为燃油控制系统设计和控制参数优化奠定了基础。     

展向行波状Lorentz力的波数对壁湍流控制的影响

展向行波状Lorentz力可以有效调制湍流近壁流动及减少壁面摩擦阻力。为了解行波波数在壁湍流控制中的影响,并进一步揭示该方法的减阻机理,本文利用Fourier-Chebyshev谱方法,通过直接数值模拟（DNS）,对槽道湍流的展向行波状Lorentz力控制和减阻问题进行了研究,讨论了展向波数kz对近壁流动及壁面阻力的影响。结果表明,当展向行波状Lorentz力诱导的流场被用来调制固有的近壁湍流流场时,固有流场和诱导流场同时受到调制。Lorentz力的展向波数对流场调制效果具有显著影响。通过波数的选择,引进新的涡结构,可以调制条带结构的展向间距与强度,影响近壁流体的湍流猝发活动,从而调制壁面摩擦阻力的大小。     

Preliminary study on heat flux measurement data of TT-0 flight test

With the explosive development of aerospace science, the design of the new generation airliner at higher speeds is attracting more attentions. To achieve this goal, it is necessary to achieve accurate prediction of the aerodynamic heating / force loads and successful reduction of drag and heat flux. As a remedy for the existing studies which are based upon the CFD and wind tunnel tests, this study presents a flight test for the drag and heat reduction spike technology. The principal goals of this flight test were to provide reference for verifying the accuracy of the prediction technology on ground and promote the development of the drag and heat reduction technology. By adopting the OS-X rocket, the TT-0 test vehicle designed by Shenyang Aircraft Design & Research Institute reached a maximum Mach number of 5.8 and a maximum altitude of 38 km. Hypersonic and supersonic pressure data by pressure scanning valves and heat fluxes by gauges at different locations were obtained successfully. Also, heat fluxes obtained by in-house CFD code are illustrated in comparison with the flight data. The results indicate that the numerical errors are large in most cases. More technologies, such as more CFD codes and more numerical procedures, should be adopted to conduct studies on this issue in the future.     

基于Krylov子空间法的柔性航天器降阶研究

带大型柔性附件的复杂航天器,其弹性变形通常用有限单元法描述.由于有限元节点坐标数目庞大将会给动力学方程求解和控制策略的实现带来巨大负担,因此对柔性太阳电池阵的动力学模型降阶进行研究.利用单向递推组集推导带太阳电池阵的航天器的刚柔耦合动力学方程,分别采用模态截断法、模态价值分析法和Krylov子空间法对太阳电池阵进行模型降阶,比较不同降阶模型和全有限元模型的动力学仿真结果.仿真结果表明,无论是否考虑大范围运动的影响,采用Krylov方法只需要较低的自由度就可以得到和采用有限元方法完全一致的结果.说明Krylov方法能够有效地降低航天器柔性附件的自由度,提高动力学仿真的效率,便于驱动控制的实现.     

民机翼身整流影响分析与设计研究

针对某民机翼身组合体进行了翼身整流设计,以减弱机翼机身附面层之间的相互干扰,消除翼身结合处气流的分离,改善该民机的阻力性能。将翼身整流的多种设计方案(不同类型,不同安装位置,不同的几何尺寸等)配置到某民机翼身组合体模型上,用CFD方法对其流场进行粘性绕流数值模拟并对结果进行优化分析,得到了针对该民机减阻效果较好的翼身整流设计方案。     

飞机蒙皮铆接过程中阻尼减振降噪方法探讨

针对铆接工作过程中振动和噪声过大影响工作人员身体健康以及装配质量等严峻问题,介绍了阻尼减振降噪技术,探讨了铆接过程中阻尼减振降噪的可行性技术,并简要的介绍了国内外在这一方面的研究成果。最后,认为利用建模仿真模拟来优化阻尼结构的设计和开发以及确定阻尼敷设的最优位置等。并总结出如何设计阻尼器以及设计一款合适的阻尼器所必需具备的几个特性。     

Multi-frequency RCS Reduction Characteristics of Shape Stealth with MLFMA with Improved MMN

Three new control factors are presented for calculating the multipole mode number (MMN) efficiently and precisely. The effects of these control factors on the number of integral samples and the precision of multilevel fast multipole algorithm (MLFMA) are investigated. A new approach based on control factors which is proven to be able to improve the computational efficiency and reduce the needed memory significantly as well as ensuring the proper precision. For three aircraft models, the improved MLFMA is employed to analyze their multi-frequency scattering characteristics. It is found that aircraft shape can influence radar cross section (RCS) in different frequency zones. Both the multi-frequency RCS reduction characteristics of shape stealth aircraft and the conventional aircraft with stealth design taken into account are investigated, and the results show that shape stealth exhibits significant RCS reduction in the resonance and high-frequency zones, and with a weaker influence in the Rayleigh zone. Compared with radar absorbing material (RAM), shape stealth yields a wider multi-frequency RCS reduction. The above-mentioned results can be applied to stealth design for multiple frequencies or even for all frequencies.     

非牛顿流体在正弦波壁管内的减阻特性

通过添加高分子表面活性剂来有效降低流动阻力在水处理和石油开采等行业中具有重要的现实意义。实验研究了聚丙烯酰胺聚合物（PAM）溶液在正弦波壁管内的减阻特性。研究发现,PAM溶液在层流区域具有明显的减阻作用,在湍流区域却不是很明显;同时在波壁管内存在一个PAM的最佳减阻浓度。另外,通过f-Re曲线发现PAM溶液的过渡域转捩点比牛顿流体明显提前,流动可视化结果验证了上述结论;应用Fluent进行数值模拟得到的数值结果与实验基本吻合。     

某型喷口加力调节器减压比特性改进设计

为解决某型喷口加力调节器在配装发动机使用过程中存在的涡轮落压比偏离设计值问题,对一维定常可压缩拉瓦尔喷管的气体流动状态进行了理论分析计算,从涡轮落压比的连续性工作要求分析了拉瓦尔喷管正常工作的使用条件,提出了空气减压器二级减压拉瓦尔喷管扩张段流道形状的改进设计方法,并通过了发动机试验验证,结果表明:空气减压器只有在超临界状态工作,并且激波位置在测压点位置后面时,才能保证减压比仅与针塞位置有关,与进气压力大小无关;进气压力较低时,激波位置离测压点较近,会造成减压比相对稳定状态存在偏差;增大喉道面积,可使得相同进气条件下,激波位置后移,远离测压点,有利于提高减压比的稳定性,增大后端角度会导致激波位置前移,不利于减压比的稳定。      

可重复使用飞行器进场着陆拉平纵向控制

针对可重复使用飞行器（RLV）进场着陆拉平段的纵向控制问题,提出了反馈控制与前馈控制相结合的复合控制策略。设计反馈控制律参数,在此基础上基于时间加权高度跟踪误差/误差变化率平方积分指标优化设计前馈控制律参数。按输入补偿的前馈控制在不影响系统稳定性的前提下,提高了RLV对拉平着陆轨迹的跟踪精度,减小了RLV的接地散布。提出了基于积分器初值的控制律平滑切换方法,实现了RLV起落架释放前后不同控制律之间的平滑切换。仿真验证了拉平纵向复合控制和拉平过程中不同控制律之间平滑切换方法的有效性。