跨音速压气机转子中三维湍流流场计算及涡系分析

从叶轮机械转动坐标系中的三维、可压、湍流、Ｒｅｙｎｏｌｄｓ平均Ｎ－Ｓ方程组出发,用Ｂａｌｄ－ｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ湍流模式使方程组闭合;结合有限体积离散并采用隐式矢通量分裂技术;求解了西德宇航院（ＤＦＶＬＲ）的单级跨音速压气机转子内的三维湍流流场。计算结果可分辨出该转子内三维流场的细微结构、激波的空间曲面;得到马蹄涡、通道涡、尾迹涡和角涡的形态及其发展,流场的三维性非常明显。计算得到的壁面极限流线图可反映出压气机中分离流动的拓扑结构     

飞行器神经元控制系统的研究与设计

提出了一种基于神经元网络的飞行控制系统设计方法 ,该方法设计的神经元飞行控制器具有良好的鲁棒性 ,使飞行器在整个飞行包络内都能保持某种最优的操纵品质。给出的计算机仿真结果显示出神经元网络作为飞行控制器在处理飞行器参数大范围变化的非线性特性方面具有潜在的优良品质     

埋入式进气道流场数值计算与实验研究

应用有限体积法对埋入式弯曲进气道内外流场进行了数值计算。用ＴＴＭ法生成贴体网格;用ｋ－ε模型模拟复杂湍流流动。计算结果表明,前方气流一部分被吸入管道,另一部分沿机体表面流向下游。管道入口背风侧存在一个分离区,管道内部气流畸变严重。计算结果和实验数据吻合较好。     

伺服阀充退磁装置实现机理及其试验

介绍并分析了常用充退磁方法及其优缺点,依据相关工作机理完成了伺服阀充退磁装置研制,并进行了各型伺服阀磁钢组件的定压充磁、定流退磁以及温度稳定性考核试验,通过试验数据表明,所研制伺服阀用精密充退磁装置工作性能可靠、充磁和退磁参数稳定、充退磁效率和合格率得到了提高。     

一种改进的航天器时变模态参数递推辨识方法

针对基于预测器的递推子空间辨识(RPBSID)方法在估计系统的状态变量时计算量较大的问题,提出一种改进的RPBSID方法并应用于航天器的时变模态参数辨识。与原算法相比,改进后的方法在求解状态量时不需要逐个时刻构建相应的Hankel矩阵,而是利用仿射投影算法(APA)实现状态量的递推估计,从而减少了辨识过程中的数据量。在此基础上,利用该状态变量递推得到时变系统的状态空间模型和模态参数。在数值仿真中,建立带有大型挠性附件的卫星动力学模型,分别考虑系统模态参数线性变化、突变和周期改变的情况,利用改进的RPBSID方法对结构的时变频率和阻尼比等参数进行了辨识。理论分析和数值仿真的结果表明这种改进的方法不仅能够有效地辨识系统的时变模态参数,而且与原方法相比具有更高的计算效率。     

空间构架式可展天线研究进展与展望

概括了构架式可展天线的发展状况,综述了构架式天线在网格划分、结构设计、构型综合、形面精度与可靠性、刚柔多体动力学及展开可控等若干基本问题,详述了构架式可展天线在机械、力学、控制等科技领域的具体研究进展。并总结了构架式可展天线在航天领域需进一步考虑的科学问题及未来的发展方向。     

火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术

为获得火星探测器物伞系统动力学仿真中需要使用的降落伞轴向力、法向力、俯仰力矩系数,开展了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术研究,研制了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验装置,进行了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验,获得了火星探测降落伞模型在马赫数范围0.4～0.8、迎角范围0°～25°时的轴向力、法向力和俯仰力矩系数,并对支撑干扰及洞壁干扰影响进行了扣除修正。试验结果表明：火星探测降落伞模型的轴向力系数随迎角变化较小;常规透气伞的法向力系数随迎角增大而增大,在马赫数为0.4和0.6时,低透气伞的法向力系数在小迎角时随迎角增大而减小;在马赫数范围0.4～0.8时,常规透气伞静稳定,低透气伞的静稳定性较常规透气伞减小,在马赫数为0.4和0.6时,低透气伞在零迎角时静不稳定,出现了非零配平 迎角。     

固体发动机绝热材料烧蚀研究进展

为了总结固体发动机绝热材料烧蚀方面的研究成果,梳理未来的发展方向,本文对国内外相关研究进展进行了综述。首先概述了绝热材料烧蚀的基本概念与研究意义,然后从烧蚀试验方法与装置、绝热材料烧蚀特性与机理、烧蚀模型等三个方面,对国内外有代表性和创新性的研究进行了介绍和评价。分析表明,目前烧蚀研究呈现从宏观走向细、微观的趋势,对烧蚀各子过程的研究更加深入细致,更加强调烧蚀过程中流动、传热传质和化学反应等多物理过程的耦合。未来随着高能推进剂的研发与应用、纳米材料的发展以及对精细化模型需求的不断增加,绝热材料烧蚀研究将面临一些新的挑战,也将迎来新的发展机遇。     

一种多级全固体运载火箭上升段自主制导方法

针对多子级全固体运载火箭在终端多约束下的耗尽关机制导问题,设计了一种基于“助推-滑行-助推”飞行模式的真空段自主制导方法。根据轨道动量矩守恒定律,推导出一种同时具有速度和位置矢量约束的定点制导算法(PA)。在PA理论基础上,建立了满足能量匹配的滑行轨道非线性方程组并降阶至一维迭代求解,解决了多级固定总冲约束的两点边值问题。蒙特卡洛仿真结果表明：该算法对固体运载火箭模型的参数偏差和不确定性具有强鲁棒性,并对多终端轨道任务(不同轨道高度和不同载荷质量)具有较强的自适应能力,因此该算法具有重要的理论意义和工程应用价值。     

拦截大气层内机动目标的自适应积分滑模制导律

针对大气层内机动目标拦截的末制导问题,提出了一种自适应积分滑模制导律。基于抑制弹目视线旋转的原则,设计了一种视线转率收敛速率可调的跟踪剖面,选取跟踪误差与其积分为状态变量,采用状态有限时间收敛的积分滑模面与快速趋近律推导得到了积分滑模制导律。为了处理未知的目标机动项,提出了一种自适应算法,对目标机动项上界的平方进行估计,构成了自适应积分滑模制导律,并证明了其有限时间收敛的特性,给出了各状态变量的收敛域。最后,将制导律转换成适用于大气层内拦截的形式。仿真结果表明,所提制导律能够精确拦截机动目标,剖面跟踪误差收敛速度快,过载分布均匀,能量消耗少,并具有良好的噪声特性,易于工程实现。