不同舵翼操纵面形式的水动力及艇后流场特性数值模拟研究

为研究共翼型舵和非共翼型舵两种操纵面形式的艇后流场特性及螺旋桨推进特性，基于SST(Menter)湍流模型建立了SUBOFF标准潜艇模型尾流场数值预报模型。经试验结果验证，所建立数值模型进行潜艇尾流场及螺旋桨推进性能预报具有较高精度。将SUBOFF潜艇模型的水平舵改进为共翼型舵及非共翼型舵，对艇后流场及水动力性能进行了预报。数值结果表明：在舵角小于10°时，共翼型舵使潜艇的俯仰力矩和垂向力相对非共翼型舵提升20%以上；在舵角超过10°时，共翼型舵的水动力优势随着舵角增大而减小。尾部流场预报显示：共翼型舵在小舵角时可以有效的消除舵翼结合处的涡流，同时共翼型舵可以有效的降低桨盘面伴流的不均匀性，对尾流品质的改善效果优于非共翼型舵。螺旋桨计算结果显示：共翼型舵螺旋桨推进系数在大部分舵角下都小于非共翼型舵，在舵角为20°时，共翼型舵相对非共翼型舵推力系数下降3.5%，扭矩系数下降2.4%；同时共翼型舵的桨盘面流场均匀度要优于非共翼型舵，舵角为5°时，共翼型舵桨盘面处流场不均匀度相对于非共翼型舵要降低7.1%，舵角为25°时则降低25.1%。     

Time delay compensation in lateral-directional flight control systems at high angles of attack

The previous studies of time delay compensation in flight control systems are all based on the conventional aerodynamic derivative model and conducted in longitudinal motions at low angles of attack. In this investigation, the effects of time delay on the lateral-directional stability augmentation system in high-α regime are discussed based on the $\dot{\beta }$ model, which is proposed in our previous work and proved as a more accurate aerodynamic model to reveal the lateral-directional unsteady aerodynamic characteristics at high angles of attack. Both the $\dot{\beta }$ model and the quasi-steady model are used for simulating the effects of time delay on the flying qualities in high-α maneuvers. The comparison between the simulation results shows that the flying qualities are much more sensitive to the mismatch of feedback gains than the state errors caused by time delay. Then a typical adaptive controller based on the conventional dynamic derivative model and a gain-prediction compensator based on $\dot{\beta }$ model are designed to address the time delay in different maneuvers. The simulation results show that the gain-prediction compensator is much simpler and more efficient at high angles of attack. Finally, the gain-prediction compensator is combined with a linearized $\dot{\beta }$ model reference adaptive controller to compensate the adverse effects of very large time delay, which exhibits excellent performance when addressing the extreme conditions at high angles of attack.     

几何尺寸约束的超燃冲压发动机推力喷管设计

针对机体/推进系统一体化要求，提出了一种几何尺寸约束的超燃冲压发动机推力喷管设计方法，以实现在满足几何约束条件下优化喷管的气动性能。采用数值模拟对提出的设计方法展开了研究，在此过程中，首先校核了数值方法有效性并确定了网格分辨率。进一步就喷管设计过程中2个关键设计因子——比例因子和非对称因子开展了影响研究。最后为验证本文提出的设计方法的有效性和优越性，将其与典型截短设计方法进行对比分析。结果表明，相比截短方法，本文提出的设计方法不仅能够获得满足几何约束的喷管，同时可使喷管推力系数、升力和俯仰力矩分别提升33.36%、265.75%和37.21%。此外，本文提出的设计方法还可以通过调整设计因子来获得不同气动性能的喷管，进而满足应用过程中的实际需求。     

高速进气道抛罩过程内流场演化特性研究

为探究进气道整流罩打开过程中内流场的演化规律,针对下颌式进气道及其配套整流罩,基于重叠网格法求解N-S方程,详细分析了抛罩过程中内流场演化过程与特征流场结构。研究表明,堵罩时,整流罩前端发展出V形激波,整流罩尾部形成后向台阶且产生一对涡矢量方向相反的流向涡,开罩过程中,整流罩前端的V形激波与尾部的后向台阶均会对内流场流动产生影响,捕获流量在中间某时刻达到峰值且大于稳定状态。对于开罩过程流动准定常且内流道无大分离区的流场,进气道在V形激波打在唇口时完成起动且整流罩在此后不影响内流场流动。假设的匀加速转动与重构出的真实转动吻合较好,对于更精确的运动过程模拟可采用三次函数的角速度变化律。     

多臂空间机器人的视觉伺服与协调控制

针对多臂空间机器人自主目标抓捕任务，首先建立多臂空间机器人的运动模型和其与目标的相对运动模型，采用Kane方法建立多臂空间机器人的动力学模型；其次，研究基于视觉伺服的机械臂在线轨迹规划算法，并引入零反作用机动，消除机械臂运动对平台姿态的扰动；再次，在不使用零反作用机动功能时，分别使用基于角动量前馈补偿的协调控制算法和逆动力学方法设计了协调控制器，在机械臂运动时保持平台姿态和相对目标的位置。最后，开发了基于Matlab的仿真软件MASS（多臂空间机器人仿真），仿真结果校验了上述方法的有效性。     

Kalman弹道滤波器的快速收敛性研究

在弹道修正过程中，需根据一段实测弹道参数，准确地估算常规弹箭的飞行弹道。工程中，常应用Kalman滤波方法，结合质点弹道模型建立六状态滤波弹道模型。速度初值估计的准确性，是对滤波过程造成影响的主要因素。为改善这一状况，采用多项式拟合用以对速度状态进行估计并以此作为滤波初始值。在此种估计下滤波，速度滤波过程可快速收敛，位置滤波过程收敛速度大幅度提高，可使最优弹道诸元参数获取时间缩短30%。     

半球谐振陀螺发展综述

首先阐述了半球谐振陀螺工作原理及技术优势，后着重对其在美国、俄罗斯、法国的发展历程、应用场景、技术发展、精度指标及进行了综述，同时概述了国内的发展历程、现阶段达到水平。其后，针对海上领域武器系统的特点及需求，在借鉴国外已有应用的基础上，论述半球谐振陀螺在海上应用的可能性及优势。最后对半球谐振陀螺的未来发展进行了展望。     

双星系统L1点悬停探测控制器设计与仿真

双小行星系统探测具有重要的科学意义,受其复杂动力学环境影响,探测任务极具挑战。利用球谐函数法对双星系统进行引力场建模,求解双星系统平动点,并选取其内部共线平动点L_1点作为双星系统悬停探测目标位置。采用航天探测实际任务中常用的脉冲推力式发动机,设计了一种原理简单、便于工程实现的常值切换bang-bang控制器。以69230Hermes双星系统为例,将Hermes近似为双椭球系统,仿真分析航天器在Hermes双星系统L_1点悬停飞行的控制效果,验证所提控制策略有效性。     

航天器视场遮挡分析方法研究

敏感器视场遮挡分析是航天器构型布局设计的重要组成部分，针对大型在轨变构型航天器敏感器视场遮挡分析工作量大、出错率高、遮挡率无法量化等特点，本文提出一种基于敏感器第一视角的视场遮挡快速分析方法。该方法通过设置第一视角图像蒙版及图像映射，模拟方锥形、圆锥形、球形等各类敏感器视场，通过逐个像素比对，计算视场遮挡率和遮挡方位。使用此方法建立了空间站敏感器视场遮挡分析系统，结果表明新方法能够显著提高视场遮挡分析效率和准确率，并且为机构类部件运动过程对敏感器视场遮挡的分析提供了有效工具。     

民用飞机舱门飞行锁机构接触力计算分析

研究飞机飞行锁机构中的接触力对于民用飞机飞行锁机构的设计具有重要意义。首先介绍飞行锁机构的功能和主要设计依据,阐明某民用飞机飞行锁机构的工作原理,并对其传力路径进行分析;然后采用工程算法、多刚体模型和多柔体模型三种计算方法计算飞行锁工作时曲柄与飞行锁摇臂之间的接触力;最后对三种计算方法进行对比,分析不同方法计算得到的接触力力值产生差异的原因。结果表明:多刚体模型计算值与工程算法计算值产生差异的主要原因是机构空行程导致的力臂变化,多柔体模型计算值与多刚体模型计算值产生差异的原因主要是受力过程中的结构变形。