Development of a coupled supersonic inlet-fan Navier–Stokes simulation method

A coupled supersonic inlet-fan Navier–Stokes simulation method was developed by using COMSOL-CFD code. The flow turning, pressure rise and loss effects across blade rows of the fan and the inlet-fan interactions were taken into account as source terms of the governing equations without a blade geometry by a body force model. In this model, viscous effects in blade passages can also be calculated directly, which include the exchange of momentum between fluids and detailed viscous flow close to walls. NASA Rotor 37 compressor test rig was used to validate the ability of the body force model to estimate the real performance of blade rows. Calculated pressure ratio characteristics and the distribution of the total pressure, total temperature, and swirl angle in the span direction agreed well with experimental and numerical data. It is shown that the body force model is a promising approach for predicting the flow field of the turbomachinery. Then, coupled axisymmetric mixed compression supersonic inlet-fan simulations were conducted at Mach number 2.8 operating conditions. The analysis includes coupled steady-state performance, and effects of the fan on the inlet. The results indicate that the coupled simulation method is capable of simulating behavior of the supersonic inlet-fan system.     

基于地形匹配的高超声速飞行器初始定向偏差在线辨识方法

针对高超声速飞行器机动发射条件下自瞄准时间短、初始定向偏差大的问题，提出一种基于地形匹配的初始定向偏差在线辨识方法。以综合初始对准和姿态控制的惯性系统导航误差模型为分析基础，融合相邻两个地形匹配区两次地形匹配定位结果，建立了初始定向偏差在线辨识模型，并从惯性系统工具误差系数偏差和地形匹配定位误差两方面讨论了辨识模型的适应性。以美国高超声速飞行器CAV H为研究对象建立仿真环境，采用蒙特卡洛法检验初始定向偏差辨识效果。仿真结果表明，在地形匹配定位误差为173.88 m (3σ)情况下，初始定向剩余偏差平均值为8.42″，最大值为34.65″，能够有效提高惯性系统导航精度，并且有助于缩短发射准备时间、提高武器系统生存能力。     

民用飞机辅助动力装置舱排液装置设计方法研究

民用飞机辅助动力装置（APU）舱排液装置用于将APU舱内可能泄漏的可燃液体排出机外,对整个系统和飞机的安全具有重要意义。针对重力排液,总结了APU舱排液装置的设计要求及相关机型的排液设计方案,在此基础上研究了民用飞机APU舱排液装置相关的设计要素和设计流程,获得了民用飞机APU舱排液装置的初步设计方法。     

VO2热致变色薄膜的结构与光电性能研究

研究了用磁控溅射制备的ＶＯ２热致变色薄膜,用Ｘ射线衍射,Ｘ射线光电子谱和原子力显微镜对薄膜的结构进行了分析,对薄膜的光学和电学特性也进行了研究。     

T300／648复合材料的吸湿特性及温湿条件对接头挤压强度的影响

试验采用T300/648复合材料试样,对其进行80℃环境条件下吸湿特性研究,同时对不同吸湿试样进行静挤压强度的实验研究。结果表明,吸湿量最初随时间上升很快,而后渐缓,直至饱和。随吸湿量的增大,连接孔的刚度、强度均有所降低,变化情况用图表加以表示.在80℃、吸湿饱和的情况下,静挤压强度大约比室温干燥条件下降低了11％.对损伤失效试样进行了X射线检测.     

翼面吹气对过失速非定常翼面涡的影响

在１ｍ低速风洞中，研究了边条翼在近人速非定常流动控制后的空间流态。实验采用翼面吹气控制翼面非定常流动，通过烟流显示涡轨迹和涡破碎位置，用相锁照相技术记录空间流态，结论表明，在机翼上仰过程中，翼面吹气能延迟前缘涡的破碎，在机翼下俯过程中，吹气有利于前缘涡的生成和发展。     

认知结构模型机动目标跟踪算法

针对复杂战场中环境特性复杂以及目标机动性能提升所带来的跟踪难题，提出一种基于人类认知机制的机动目标自适应跟踪算法。算法将人类“记忆”机制引入机动模型构建，利用神经网络对目标特征参数进行离线学习并存储，指导机动模型参数实时调整，使模型对运动状态的描述更加合理。为进一步提高跟踪性能，基于人类认知“感知-行动”循环理论，将雷达接收端经数据处理后的目标状态估计信息反馈至雷达发射端，以最小感知信息熵为代价函数，从波形库中自适应选择最佳波形来匹配目标。仿真对比实验表明，该算法对环境及目标的感知更加准确，融入波形选择的自适应目标跟踪算法要明显优于传统采用固定波形的跟踪算法。     

空间薄膜结构充气展开研究

空间薄膜结构可以通过气体驱动其展开,与传统的机械展开方式相比,其展开机构较为简单、发射成本低、且折叠体积小,可以应用在空间柔性结构的展开、废弃卫星的离轨等多领域中。针对空间薄膜结构充气展开方式,在高级有限元前后处理软件(LS-PREPOST)中建立模型并设定4种工况,选定一种工况为标准充气情况,而后将模型输出的K文件导入LS-DYNA求解器中,通过改变充气速率、温度和压强来对结构的动力学特性进行仿真分析,可以得到当改变充入气体的温度为750 K时,展开过程较平稳,展开效果良好,更适于工程实际应用。     

微重力环境模拟作业训练机器人碰撞力反馈控制

针对航天员在地球表面进行微重力环境中操作训练时微重力环境模拟作业训练机器人存在的碰撞力反馈控制问题,建立碰撞力反馈模型、提出单个柔索驱动单元控制策略和机器人系统碰撞力反馈控制策略。利用Matlab/Simulink软件对碰撞力反馈模型和控制策略进行仿真验证,该模型和控制策略可以实现机器人碰撞力反馈,且具有计算量小、实时性好、不需要额外增加传感器等优势;结合提出的柔索驱动单元复合控制策略和机器人系统碰撞力反馈控制策略进行机器人碰撞力反馈控制实验,提高机器人控制的准确性和实时性。结果表明,基于干扰观测器的柔索驱动单元复合控制策略将柔索驱动单元主动控制精度提升11%,被动控制多余力消除率达到81.82%;机器人碰撞力反馈控制策略可以有效提升航天员作业训练时碰撞力临场感体验。