高空台多任务模拟指定时间抗扰控制

针对高空台多任务模拟试验对飞行环境模拟控制系统所提出的高品质、高精度、强抗扰的迫切需求,设计了一种基于障碍李雅普诺夫函数的高空台进气环境模拟指定时间抗扰控制方法.建立了包含进气系统管道容腔和调节阀执行机构的高空台受控对象模型,并在此基础上进行了仿射形式推导和解耦设计.针对高空台强非线性、强扰动的特性,设计了以指定时间收敛的抗扰控制方法;同时为了抑制推力瞬变过程中系统状态剧烈变化,引入了障碍李雅普诺夫函数对压强和温度误差分别进行限制.在高空台多任务模拟试验控制仿真中,该方法可使压强和温度的绝对积分误差比线性自抗扰控制方法小89.5%和88.9%,在剧烈受扰后调节时间短10.4%和9.0%,而且相比于常规的指定时间方法能够满足所设定的状态误差约束.结果表明,基于障碍李雅普诺夫函数的指定时间抗扰控制方法能够进一步提升多任务模拟试验中的控制精度、调节速度以及抗扰能力.     

新型空气低温跨声速原理性风洞研制

为解决常规风洞雷诺数模拟不足的问题,采用低温风洞已被证明是一条可行的途径。目前世界上几乎所有运转的低温风洞都是采用液氮气化吸热方法来降低和保持试验气体的温度。对于大型低温风洞,这种制冷方案存在着运转费用高昂和环境污染的缺点。为克服上述缺点,俞鸿儒院士提出了一种用空气作试验气体,藉热分离器制冷并回收排气冷量的新型低温风洞的概念。此原理性风洞的研制就是要从其基本原理、设计特点及实验结果等方面来验证和探讨这种新概念的可行性和应用前景。     

烧蚀外形方程差分计算方法研究

分析了烧蚀外形方程的性质,研究了人工粘性项对烧蚀外形计算结果的影响,发现人工粘性在抹平非物理波动的同时,会严重影响计算精度.借鉴于CFD中NND格式的思想,构造了求解烧蚀外形方程的无波动、无自由参数的耗散差分格式,得到了满意的计算结果.     

小展弦比飞翼布局高速标模测力天平研制

小展弦比飞翼布局的纵横向气动特性差异大,对天平测量与校准提出了较大挑战。专用天平针对其气动载荷特点和气动力试验需求,通过对常规片梁和柱梁组合的组合测量元件进行改进,提高了横向载荷的测量灵敏度,使得组合元件满足天平除轴向力外的5个分量的灵敏度测量需要。天平选用横Π型梁作为轴向力的测量梁,降低了其他分量对轴向力的干扰。在天平校准时通过施加纵向冲击振动的工程方法完成天平加载头的安全拆卸并应用于模型的拆卸。研制的天平已完成了相关风洞测力试验。     

弹箭气动力计算软件管理系统

针对反坦克导弹、低阻远程榴弹、杆式头部破甲弹、大长细比尾翼火箭弹、地空导弹、普通榴弹、脱壳穿甲弹、航空炸弹、空地导弹、超远程滑翔炮弹、航空布撒器等11个弹种研制和开发了一套工程实用、操作简便、界面友好的弹箭空气动力计算软件管理系统.本文介绍了该系统的控制系统、前置处理系统、后置处理系统和数据库系统所采用的主要技术和所实现的重要功能.     

混合网格方法在栅格翼数值模拟中的应用研究

栅格翼是采用一种蜂房结构设计的升力面和控制面,和传统舵面相比具有铰链力矩小、能在较大攻角下保持升力等特点,并得到了越来越广泛的应用.由于栅格尾翼的特殊结构,网格生成具有很大的难度.本文采用了结构、非结构混合网格的办法,在弹体和栅格翼的物面附近区域,生成适合粘性计算的大长宽比的结构网格,弹体网格和栅格翼网格之间采用非结构网格进行填充,满足非结构网格和结构网格交接面的完全对接.本文基于结构/非结构网格体系采用有限体积方法求解NS方程,对不同舵偏角下的栅格翼构形进行了数值模拟,并通过实验结果对数值方法进行了验证     

低雷诺数下50°后掠三角翼的旋涡流动

采用数值模拟和流动显示的方法研究了50°后掠角三角翼在低雷诺数下的旋涡流动,结果表明:低雷诺数下,非细长三角翼在5°攻角时就形成了稳定的前缘涡,较小攻角时前缘主涡就开始破裂,并观察到泡型和螺旋型两种旋涡破裂方式。另外,在一定的攻角范围内,前缘主涡的外侧又生成一对新的集中涡,构成双涡结构;随着攻角的增大,前缘涡涡核不断升高,主再附线向中心移动,二次分离区扩大。     

连续变迎角测力试验技术在大型暂冲式跨声速风洞中的应用

由于暂冲式高速风洞运行时间短暂,普遍采用阶梯变迎角方式进行静态测力试验,其试验信息量难以满足先进飞行器研制的试验需求。为在暂冲式高速风洞中获得更为详尽的气动力信息,在2．4m跨声速风洞中进行了连续变迎角测力试验技术应用研究。主要介绍了该项试验技术的基本特点,给出了J7标模的主要试验结果。结果表明,该项试验技术获得的气动力数据与常规阶梯方式具有很好的一致性,可以满足工程实用的要求。     

高温升燃烧室热声耦合特性研究

为建立燃烧室热声不稳定性预测和分析方法,以某高温升单管燃烧室试验件为研究对象,构建了试验系统低阶热声网络（LOTAN）模型。基于试验数据,利用优化的方法获得了各工况下的火焰传递函数（FTF）,并利用Kriging模型拟合出了增益与迟滞时间对工况参数的响应模型。利用拟合出的FTF响应模型分析了油气比和进气速度对燃烧室热声稳定性的影响。研究结果表明：通过优化得到的FTF能够较准确反映各工况下的非稳态热释放特性,导入LOTAN中计算得到的结果与试验结果吻合较好,最大误差约3.32%;油气比的改变会引起不稳定模态的转变,油气比或进气速度升高时,系统特征频率也随之升高。     

超燃冲压发动机燃烧室主动冷却设计研究

超燃冲压发动机燃烧室主动冷却模型制造和热考核试验的费用高昂、周期长,为了降低试验风险,采用三维计算和经济的验证试验相结合的方法开展了超燃冲压发动机燃烧室主动冷却设计。冷却结构基本参数设计和侧壁冷却流动设计是确定设计方案的两大基础,前者采用三维传热计算结合冷却面板传热验证试验完成,后者采用超临界燃料流动三维并行计算结合水流动验证试验完成。在此基础上,经过多轮的结构设计与三维传热及强度计算评估迭代,确定了最终的燃烧室主动冷却结构。设计的主动冷却燃烧室在来流马赫数2.5,总温1700K条件下成功通过200s热考核试验,表明所采用的设计方法、验证试验和计算工具是有效和可信的。