氢氧火箭发动机羽烟紫外辐射参数反演研究

针对氢氧火箭发动机羽烟紫外辐射特性参数分析,提出一种基于紫外CCD(change coupled device)相机采集的单幅辐射图像,同时反演羽烟内紫外辐射源项和吸收系数的方法.该方法将羽烟简化为发射-吸收轴对称介质,通过对辐射图像数据进行Able变换得到三维介质内辐射强度分布,利用最小二乘法将反演问题转化为使计算得到的与Abel变换得到的辐射强度误差最小的最优化问题,然后利用共轭梯度法求解该最优化问题.通过在求解正问题得到的准确值的基础上添加随机噪声,模拟辐射图像数据,分析了测量误差对算法反演精度的影响.结果表明:该算法对测量误差不敏感,能够准确的重建羽烟内的辐射源项和吸收系数分布.      

基于PIV技术的纵列式双旋翼尾迹特性实验研究

将现有单旋翼实验台进行改装,以适合于纵列式双旋翼的实验研究。基于PIV技术,针对悬停和前飞状态下的纵列式双旋翼时的桨尖涡特性进行了测量。通过改变前后旋翼的水平和轴向间距,调整两旋翼之间的重叠区域,研究了不同气动布局纵列式双旋翼干扰状态下的尾迹结构,并与单旋翼进行了对比。结果表明:悬停状态,随两旋翼纵向间距的增加,桨尖涡的轴向位移也逐渐增大,但桨尖涡径向位移并不是随纵向间距的改变而规律变化,在纵向间距为1.8R附近时最小;而双旋翼轴向间距的变化对桨尖涡的径向和轴向位移均有影响,但变化都不是很大。     

基于直升机/涡轴发动机综合仿真平台的发动机非线性模型预测控制

 基于具有可靠置信度的直升机/涡轴发动机综合仿真平台,研究了涡轴发动机带约束优化的非线性模型预测控制(NMPC)技术。首先通过设计多输出迭代约简最小二乘支持向量回归机(RRLSSVR),训练具有较好实时性、精度及泛化能力的内嵌式预测模型,在高度0~5 km、前飞速度0~75 m/s范围内模型精度达5‰。其次,考虑了扭矩、燃油流量、动力涡轮转速、燃气涡轮转速等综合信息及相关约束对控制效果的影响,利用在线序列二次规划(SQP)算法实现滚动优化控制,而后加入目标转速偏差的积分项以消除静差,保证输出恒定。最后,通过对直升机进行机动飞行大扰动仿真验证了该预测控制器对扰动的抑制能力,相比传统串级PID控制,能够显著降低动力涡轮转速下垂/超调量,达到更好的控制品质。     

紧连阀轴流压气机变转速过失速瞬态模型

为了给各种压气机喘振主动控制器提供验证平台,提出了一个新的旋转失速及喘振模型.该模型在Moore-Greitzer轴流压气机过失速瞬态模型的基础上,考虑了转子动态及旋转失速高阶谐波对压气机气动稳定性的影响,并且在模型中增加了紧连阀作为执行机构.仿真结果表明:随着压气机转速的增加,压气机的失稳行为由旋转失速转为喘振;压气机转速的变化作为系统内部扰动,可能使压气机在节流阀开度较大时便进入气动失稳状态;虽然压气机初始扰动仅含有1阶谐波,但随着旋转失速的发展,高阶谐波强度不断增长而变得不可忽略.      

基于改进SURF和P-KLT算法的特征点实时跟踪方法研究

 针对视频序列中运动目标的实时跟踪问题,提出一种基于改进SURF算法和金字塔KLT算法相结合的特征点跟踪方法。首先人工标定目标区域,利用改进的SURF算法分块快速提取具有高鲁棒性、独特性的特征点;然后在后续帧中应用金字塔KLT匹配算法对特征点进行稳定跟踪,采用基于统计的方法剔除错误匹配对;最后利用Greedy Snake分割算法提取轮廓确定更加精准的位置信息,更新目标区域。为使算法更具鲁棒性,还设计了离散点筛选、自适应更新策略。利用飞行视频数据库进行了大量的仿真,结果表明:该算法适用于多尺度图像序列中位置、姿态发生快速变化且结构简单的飞行器的稳定跟踪。帧平均时间为31.8 ms,比SIFT+P-KLT跟踪算法减少47.1%;帧几何中心、目标轮廓面积平均误差分别为5.03像素、16.3%,分别比GFTT+P-KLT跟踪算法减少27.2%、56.9%,比SIFT跟踪算法减少38.6%、68.4%。     

空间绳系机器人逼近目标协调控制方法

 为了节省空间绳系机器人的末端执行装置在逼近目标卫星过程中推力器所使用的燃料,本文提出一种利用推力器、反作用轮及空间系绳的协调控制方法。首先利用二次型最优控制器(LQR)算法计算出末端执行装置逼近目标所需的理想轨道控制力,然后利用模拟退火算法将所需轨道控制力优化分配到推力器及空间系绳,同时利用时间延迟算法通过反作用轮补偿空间系绳产生的姿态干扰力矩。仿真结果表明,利用该协调控制方法能显著节省末端执行装置上推力器的燃料消耗,有效抑制空间系绳协调控制力产生的姿态干扰,使末端执行装置保持相对稳定的姿态。     

纤维桥连对复合材料Ⅰ型层间断裂韧性的影响

 采用ASTM D 5528标准对T700/9916复合材料单向板进行了试验,研究了双悬臂梁(DCB)试验中桥连纤维对Ⅰ型层间断裂韧性的影响。根据试验观察,提出桥连区存在单(s区域)、双纤维桥连区域(d区域)的分析模型,其中d区域内一点上桥连纤维的数量是s区域的两倍;通过对桥连纤维和悬臂梁相互作用的分析,推导出呈指数形式递减的单根纤维桥连力-转角函数。由此得到整个悬臂梁的桥连力函数,并对DCB试验进行了分析,得到的模拟曲线与试验曲线吻合较好。研究结果表明本文提出的纤维桥连模型能够真实地反映桥连纤维在裂纹扩展过程中的作用方式。     

基于Kriging模型的旋翼翼型优化设计研究

以基于进化算法的多目标优化方法为基础,结合多目标优化设计Pareto解的思想和约束处理机制,采用Kriging代理模型和基于B样条的翼型表示方法,建立了旋翼翼型的优化设计系统.代理模型采用均匀设计进行模型采样,在优化过程中根据EI(expected improvement)准则动态增加采样点来调整代理模型的精度.采用B样条方法进行翼型参数化,保证了翼型的光顺性.在翼型的气动性能分析中引入转捩模型提高阻力计算的精度.利用该系统对旋翼翼型进行了优化设计,经风洞试验验证,满足设计要求.     

基于NURBS曲线的涡控蛇形进气道设计

利用NURBS(non-uniform rational B-spline)曲线成功实现了涡控蛇形进气道参数化描述,并运用数值仿真方法对其中两个关键设计参数进行参数化研究.仿真结果表明:①第二S弯上壁面两侧后掠状凸起型面诱导的受控旋涡能够将低能流牵引至出口两侧,从而抑制大范围的气流分离,但凸起角取值需权衡选取,否则将不利于涡控蛇形进气道综合性能的改善.②通过抬高第二S弯下壁面能够减缓上壁面沿程逆压力梯度,进而影响第二S弯上壁面的流态,恰当的取值能够以微小的总压损失换取大幅度的畸变改善.③当设计参数选取恰当时,涡控蛇形进气道在设计状态下总压恢复系数为0.9667,畸变指数为0.2451.进气道性能较传统方案有显著改善,使得蛇形进气道迈向工程实用成为可能.      

双旋转盘腔压力特性实验

将压力传感器安装在测点测量几何结构复杂的双旋转盘腔转盘表面的压力分布及盘腔进出口的总压损失.实验结果表明:当湍流参数由0.1变化到0.4时,转盘表面的压力先随旋转雷诺数的增大而减小,之后随旋转雷诺数的增大而增大,并且转变的湍流参数对于两个转盘是不同的.在相同湍流参数下,旋转雷诺数决定了转盘表面的压力分布曲线形状;两个旋转腔的总压损失随湍流参数的增大而增大,随旋转雷诺数的变化规律不同,右旋转腔两个入口到出口的总压损失随旋转雷诺数的变化规律也有差异.