某型飞机发动机性能数值模拟研究

航空发动机数字仿真是现代系统仿真和信息科学等领域最新成果在航空发动机上的综合应用。用Fortran77程序建立了某型飞机双轴涡喷发动机的数学模型,对发动机非设计点计算以低压转子物理转速n1=11 212 r/min为控制规律,利用Fortran程序求得发动机在最大状态时的性能参数,并对双轴涡喷发动机的速度特性、高度特性以及节流特性做了简要的分析。计算结果和某型飞机双轴涡喷发动机实际性能数据作比较,在大多数情况下吻合良好。     

无线局域网应用现状及发展趋势

介绍了无线局域网的现状,包括相关协议、应用技术、现存的主要问题,以及无线局域网目前的发展趋势.     

基于试验的电动舵机模型辨识

目前电动舵机模型的建立基本上是基于理论的数学推导,所建立的舵机模型与实际舵机模型存在一定的误差。针对此问题,提出一种基于试验实测数据建立舵机模型的方法,搭建自动数据采集试验平台,采用组合窗法对实测数据进行频域转换,得到舵机的频率响应函数并采用非线性最小二乘法辨识舵机模型。对辨识得到的数学仿真结果与实际舵机响应比较,在频域,整个频段内幅频特性最大绝对误差1.9 dB;在时域,仿真模型跟踪实际舵机角度的最大误差1.5°,延迟时间10 ms。结果表明,基于试验数据建立的舵机仿真模型能很好地模拟实际舵机。     

收敛喷管的引射效应对背负式短舱温度影响研究

针对背负式发动机舱的工作条件,建立三维空气流动与传热的物理和数学模型。根据舱内结构和气流的流动特点,通过多面体网格技术和网格自适应技术进行区域离散化,采用标准k-ωSST湍流模型,对4种工况下喷管引射和无引射状态进行数值仿真,分析了舱内各典型特征截面的温度场分布、冷却气流流动情况。结果表明,发动机地面以最大状态开车时,对发动机舱的引射作用影响显著,附件工作区域温度值相比较无引射状态时低40℃左右,计算结果对发动机舱通风冷却系统设计提供一定的科学依据。     

考虑应变率和温度响应的少烟NEPE推进剂粘弹性本构模型

为研究少烟NEPE推进剂力学性能的应变率及温度相关性,使用万能材料试验机分别在不同应变率(4.17×10-4～4.17×10-1s-1)和温度(-40～50℃)下测试了推进剂的力学性能,建立了考虑应变率和温度响应的本构模型。结果表明,少烟NEPE推进剂具有应变率硬化特性,其拉伸应力与对数应变率呈线性关系;降低温度使推进剂的定伸应力和模量增大,升温则相反。结合少烟NEPE推进剂的线性对数应变率效应和温度变化特性,建立了粘弹性本构模型,该模型用多蠕变模式与非线性弹簧的组合来反映力学性能的率相关性,用率相关模型与温度函数的乘积形式来描述力学性能的温度相关性。模型预测与实验曲线对比表明,所建模型在实验温度、应变率、0.1～1.0应变范围内预测的准确性较好,其百分误差小于24%。     

阻力方向舵在无尾飞机飞行控制中的应用

阻力方向舵在无尾飞机上得到广泛的应用。以一种无尾飞机为例,讨论了阻力方向舵舵效的非线性、耦合性等基本特性,并说明了阻力方向舵张开后对飞机整体的影响。给出了阻力方向舵在无尾飞机航向增稳、空速控制、作为复合舵使用三个方面的应用实例和仿真结果,说明了阻力方向舵在无尾飞机飞行控制应用中存在的一些问题及其解决方法。     

冲压进气冷却对发动机舱温度分布的影响

冲压进气冷却是目前控制战斗机发动机舱内温度分布的主要方式。利用基于模型的发动机性能分析方法,提供不同工况下发动机分段热壁边界条件,通过非结构化网格和k-ε湍流模型方法求解流动与传热控制方程,数值模拟了某型发动机舱在典型飞行状态和发动机工况下的流动特征及流场关键参数分布,并与试验结果进行了对比分析。结果表明,模拟结果与试验结果吻合良好,模拟方法能准确预测发动机舱温度场分布,为通风冷却系统和灭火系统的设计与优化提供依据。     

预测控制综合设计算法设计及软件实现

预测控制综合设计方法通过设计一组满足特定要求的终端约束条件来保证系统的稳定性.给出了一组满足该要求的终端约束条件,然后依据多参数二次规划法求解预测控制器的基本思路,在Matlab环境下设计并实现了一个预测控制综合方法的控制器求解软件,最后通过一个仿真实验验证了该软件的基本功能.仿真结果表明,所设计的软件可以用于求解基于...     

小型无人机纵向飞行品质研究

目前针对无人机的飞行品质评估标准缺失,都是参照有人机飞行品质准则对无人机进行评价,而且评价的标准也不统一。通过对某小型无人机增稳前后的性能进行分析对比,验证了有人机飞行品质标准中的CAP准则和带宽准则对小型无人机的适用性,进而提出了小型无人机纵向飞行品质评定方法,对无人机飞行品质的研究具有一定的借鉴作用。     

抑制飞控系统舵机间隙影响的非线性补偿器设计

通过对舵机间隙非线性特性的分析和极限环的定义及产生条件的讨论,在飞控系统中采用非线性补偿的方法,设计了间隙补偿器,并介绍了其工程实现方法,进行了相应的数字仿真和半物理仿真试验以及试验结果的对比分析。结果表明,此方法有效地解决了飞控系统由于舵机间隙引起的超调与极限环振荡现象,使飞控系统对舵机的频率特性以及间隙各方面要求大大降低,其工程实现方法简单实用、普遍性较强,具有较高的工程应用价值。