带攻角约束的高超声速飞行器自适应反步控制器设计

针对带攻角(AOA)约束的高超声速飞行器控制问题，提出一种基于非对称时变障碍函数的非线性自适应反步控制方法。首先，将飞行器模型化为严反馈形式，以反步法为基础进行控制器设计。然后通过光滑饱和函数对名义攻角指令信号进行限幅，并保证限幅信号的可导性，限幅产生的误差通过设计辅助系统进行补偿。进而使用障碍函数对攻角指令跟踪误差进行非对称时变约束。针对不确定性和干扰，设计新型自适应律对集中干扰上界进行估计并补偿。最终通过Lyapunov理论证明了闭环系统状态量一致最终有界并且攻角始终满足时变约束。仿真结果表明，本文方法能够在满足攻角约束基础上保证良好跟踪性能。     

华南地区台风全局化结构及风场特征实测研究

基于探空气球、雷达风廓线仪等设备长期观测数据,对影响华南地区热带气旋的全局化结构及风场特征进行了实测研究.以典型台风为例,考察了系统水平及垂直主结构特征,揭示了台风双眼壁结构、眼壁置换现象以及登陆后结构的轴非对称变化特征.提出了台风气压场水平轴非对称模型和垂直剖线模型,分析了台风气压场两关键参数(最大风速半径及Holland-B)数值分布特征及其与其他参数间的内在关系.采用复合分析技术,对不同来流状况下台风边界层风场特征进行研究,考察了风速剖线低空急流和风向随高度偏转的特征及其随径向距离和来流地貌的变化规律,建立了以低空急流为特征的台风垂直剖线经验模型,为精确化评估高层建筑风荷载提供数据和技术支撑.相关研究成果有助于深化对华南地区热带气旋全局化结构及风场特征的认识,并为合理评估该地区台风风灾害及构筑物台风风效应提供参考.     

一种小长高比组合发动机喷管气动设计及性能分析

在强几何约束条件下，对一种Ma=0~6.0的小长高比组合发动机喷管气动设计开展了初步研究。采用特征线法设计程序开展了喷管型线设计，并对设计点马赫数选取、三维侧向膨胀角、喷管双通道相对位置对喷管气动性能的影响开展了研究，给出了兼顾空间有效利用与喷管气动性能的喷管气动设计方案。数值模拟结果显示:降低设计点马赫数可以改善组合发动机喷管在低马赫数飞行时的性能，避免喷管出现严重过膨胀；喷管保持出口高度不变时，随着侧向膨胀角的増大，其高马赫数气动性能较优，而低马赫数气动性能下降严重。涡轮/冲压发动机喷管出口相对位置对并联布局组合发动机喷管转级点气动性能影响较大，且存在一个最佳位置布局，使得转级点达到最优的推力性能。获得的组合发动机喷管在设计马赫数下的推力系数约为0.920，模态转换过程流场平稳过渡，推力系数不低于0.918。     

基于变刚度变阻尼的柔性喷管动态模型

针对柔性接头动态迟滞曲线受控制系统控制位置精度和动态响应速度影响较大的问题,基于电液伺服机构和柔性接头变刚度变阻尼模型,构建了柔性喷管的电液伺服机构-变刚度变阻尼模型,将其和电液伺服机构-定刚度定阻尼模型进行了对比。分析了电液伺服机构主要参数、柔性接头工作参数等对电液伺服机构-柔性接头系统动态特性的影响。分析结果表明:电液伺服机构-变刚度变阻尼模型所构造的迟滞曲线可更准确地与实验结果相吻合,并符合迟滞曲线随频率变化的规律,反馈系数、放大器静态放大系数、电液伺服机构增益、滑阀流量增益等参数对系统动态特性的影响更为明显。该模型为固体火箭发动机电液伺服机构-柔性接头系统动态特性的调整提供理论依据。     

扰流片式推力矢量喷管气动特性数值模拟研究

为了满足工程应用中扰流片式推力矢量喷管控制率建模以及优化设计的需求,本文选取了三种几何外形的扰流片,并通过数值模拟手段,研究了扰流片几何形状对于轴对称喷管推力矢量气动特性的影响规律,提出了减小扰流片推力损失的设计方法。数值模拟结果表明,推力矢量角与推力损失系数都随着扰流片插入高度的增加而增加;对于矩形扰流片,可以通过增加扰流片宽度的方式减小推力损失,对于扇形扰流片,可以通过减小上圆弧圆心与扇形顶点距离的方式减小推力损失;在插入高度及面积一定时,对比不同形状的扰流片,弧顶矩形扰流片的推力矢量角及推力损失系数均为最大,圆形扰流片均为最小。     

S弯二元喷管红外辐射特性实验

基于轴对称排气系统设计了一套S弯二元喷管的实验模型,在实验工况下测量了喷管实验件的部分流场参数和远场红外辐射特性,对S弯二元喷管的红外辐射特性进行了分析和研究,并与基准轴对称喷管的红外辐射实验结果进行了对比。结果表明:上方探测平面是S弯二元喷管的主要辐射方向,其最大辐射角度为15°,在该方向角上固体壁面辐射的贡献最大。下方和侧向探测平面各方向角的红外辐射强度明显小于上方探测平面,主要是由于S弯二元喷管遮挡了大部分的内部高温壁面。与基准轴对称喷管对比,S弯二元喷管有着明显的红外抑制作用,在尾部方向S弯二元喷管的积分辐射强度相比轴对称喷管降低了81%,最大辐射强度相比轴对称喷管降低了47%,燃气辐射降低50%。      

基于CFD的两级气动直接力控制阀静态特性

通过对一种两级气动直接力控制阀进行结构参数设计和基于计算流体力学(CFD)的静态特性仿真研究,比较分析了前置级阀挡板及主阀芯在不同位置时阀腔内流场的流动状态和压力损失情况并提出优化措施,得到了挡板位置-流量特性曲线和位置-气动力特性曲线、主阀芯位置-流量特性曲线以及主阀输出推力。利用推力测量试验台进行了原理样机的热试,实测结果与仿真结果基本一致,证明了对两级直接力控制阀的静态特性分析是准确的。分析结果表明,在入口压力保持不变的情况下,前置级阀挡板及主阀芯开口度增大,喷管的输出流量也增大,处于中位时两喷管输出总流量最大;当挡板自中位向极限位置运动时,气动力逐渐增大,是帮助挡板运动的主动力,反之恰好相反;该阀输出的644 N大推力完全能满足导弹控制系统的要求。     

引气结构对二元塞式喷管冷却和红外辐射特性的影响

为降低加力状态下二元塞锥表面温度和喷管红外辐射强度，对塞锥进行冷却结构设计。采用数值模拟的方法对比分析了引气结构、冷却通道高度和冷气入口总压比对塞锥冷却和喷管红外辐射特性的影响。结果表明：塞锥冷却后其表面温度和喷管红外辐射强度显著降低；引气腔内无冲击板时，引气角度的改变引起射流核心区位置的变化，造成塞锥头部和前缘展向温度分布差异明显，引气角度为90°时塞锥表面最高温度要比30°和60°的模型高50K；加装冲击板后，冷却通道内的流量分配和塞锥前缘的展向温度分布得到有效改善、塞锥头部的换热得以增强，但同时会引起较大的总压损失，因此相同入口总压比下，加装冲击板后冷却流量降低、塞锥外表面温度升高；随着冷却通道高度增大，冷气流量增加、流速降低，故存在一个最佳通道高度使得塞锥冷却效果最好；以塞锥无冷却为基准，入口总压比为1.0～1.8时，塞锥外表面最高温度降低了470～590K,0°探测角上红外辐射强度降低了25%～33%。     

导流槽构型对火箭起飞时流场和声场的影响

为了研究四喷管运载火箭起飞时火箭周围噪声环境问题,建立燃气/空气双组分的可压缩流动模型,采用2阶Roe格式、SAS(scale-adaptive simulation)湍流模型和声学类比积分法Ffowcs-Williams Hawkings(FW-H)求解三维Navier-Stokes方程。以单机火箭的噪声问题为对象开展数值模拟,并将噪声数值计算结果与试验数据对比,误差在3dB以内(相对误差小于1.6%),验证预测噪声方法的有效性,进而研究四喷管运载火箭起飞阶段采用不同导流槽构型对箭体舱段区域噪声环境的影响,结果表明:在相同噪声接收点处,单侧导流槽对应的总声压级比双侧导流槽大,两者的总声压级(OASPL)之差最大为10.7dB。另外,当采用单侧导流槽时,沿周向接收点的噪声总声压相对单侧导流槽中心截面呈对称分布,而且沿导流出口方向逐渐增大。所建立的噪声数值方法为大推力捆绑运载火箭舱段的噪声环境预测及其控制提供一定参考。     

细长旋成体大迎角俯仰振荡的数值研究

为研究俯仰振荡对细长旋成体流场与气动特性的影响,利用雷诺平均方法与大涡模拟的混合方法相结合的脱体涡模拟方法对大迎角下细长旋成体俯仰运动进行了数值模拟研究。通过对背风面分离涡的强度和位置、细长体绕流形态、截面压强系数和侧向力系数的观察和分析,发现施加小振幅、特定频率的俯仰振荡对大迎角细长旋成体背风面流场有明显的控制能力,...