辐板式通风器阻力计算方法及影响因素分析

为了研究航空发动机中应用最为广泛的辐板式通风器的阻力特性及其影响因素,以一般结构辐板式通风器为模型对其 特征进行了识别,定义了辐板结构和节流孔/板结构,并对这2种结构阻力的产生机理进行了分析,建立了辐板式通风器通用的阻 力算法模型,通过CFD仿真和部件、整机试验对模型的准确性进行了验证。结果表明：在相同转速和流量条件下,辐板结构产生的 阻力与外径尺寸成正比,与内径尺寸成反比;辐板宽度对辐板式通风器总阻力基本无影响;节流孔/板结构产生的阻力与流通面积 成反比;辐板结构、节流孔/板的阻力与工作转速正相关,工作转速越高,辐板结构阻力的占比越大,所建立的阻力算法比仿真分析 方法和试验方法更为高效、便捷,且准确性较高。     

可压缩湍流的多尺度分析

作者的研究团队近几年在可压缩湍流的多尺度性质方面开展了系统的研究工作.通过多过程分解,研究了可压缩湍流中的速度和热力学量的剪切部分、胀压部分、伪声模态、声模态、熵模态的多尺度性质,并总结了各类可压缩条件下的速度和热力学量的谱的标度律.通过滤波方法,研究了动能和热力学量的多尺度传输现象,并重点分析了可压缩性对动能胀压部分...     

旋涡发生器对机翼最大升力和失速迎角的影响

对一个展长为500?mm,弦长为250?mm,翼型为NACA0012的机翼模型,安装各种小三角翼旋涡发生器作低速风洞测力实验,研究小三角翼各种弯度和它与机翼的相对位置对机翼最大升力和失速迎角的影响.实验结果表明当小三角翼与机翼在某个最佳相对位置时,机翼最大升力和失速迎角有个最大的增加.当小三角翼与机翼的相对位置不变时,各种弯度的小三角翼都可以使机翼最大升力和失速迎角有较大的增加,并且相互差别不大.     

临近空间地面模拟装置等离子体源仿真研究

为了指导临近空间地面模拟装置中等离子体源结构设计及等离子体环境参数优化,围绕相关指标体系要求,采用数值模拟方法,分析临近空间等离子体环境地面模拟装置中的射流等离子体与下游目标模拟体相互作用。通过研究射流入口处等离子体状态与下游等离子体对钝体包覆效果的依赖关系,明确了影响包覆特性的关键等离子体参数、重要外控参量,及其对下游目标模拟体包覆特性的影响规律。仿真结果表明：相对于其他因素,射流入口的半径、气体流速、速度偏角、气体温度、钝体直径、环境背压等工况对有效实验区长度及厚度参数的影响较大。相关结果对于临近空间等离子体环境地面模拟装置中等离子体源优化设计及等离子体环境参数定向调控具有指导和借鉴意义。     

空战仿真中交互技术研究

对多机多目标超视距空战仿真中的交互技术进行了研究。针对信息交互问题,提出了直达交换技术和中继交换技术;对于交互同步问题,提出了即时同步技术和实时同步技术。提出了“网络实时交互仿真,结点独立战术分析”概念,使每位飞行员既能亲身参与完整的仿真过程,又能在仿真结束后,方便、独立地进行战术分析。最后,通过典型空战仿真实例的实现,验证了所提出的新概念和关键技术。     

借助月球引力发射地球静止卫星研究

提出了借助月球引力从高纬度地区发射地球静止卫星的方法.利用圆锥曲线拼接法对地球静止卫星的发射问题作初步分析,然后采用精确数学模型进行精确分析.研究表明,当发射场纬度大于28时,采用借助月球引力的发射方法可以节省能量.发射场的纬度越高,节省得越多.     

单滑块与飞轮协同姿态控制卫星运动分析

为了明确单滑块变质心卫星的控制机理,建立了包含单滑块与3个飞轮在内的7自由度卫星姿态动力学模型.在此基础上,分析讨论了其运动特性以及动力学系统的特点,采用最小二乘方法反向求解出滑块运动对卫星姿态的影响,为控制器根据姿态机动指令计算滑块需求运动距离,提供了一种工程上可行的方法.最后对比变质心机构与飞轮的协同控制与单独采用...     

一种基于控制流解耦的可重构阵列动态调度方法

可重构阵列依靠数据流驱动带来的能效优势,被广泛运用在特定领域的运算加速中.随着应用范围的增大,当应用中存在不同控制流区域时,采用传统的空间调度方案同时执行整个数据流图,会由于非一致性控制流的存在,造成严重的性能损失.本文提出一种基于控制流解耦的调度方法,通过将处于不同控制边界的数据流解耦成若干个相互独立的子图交替执行,...     

基于轨迹线性化方法的近空间飞行器鲁棒自适应控制

研究一种新的近空间飞行器鲁棒自适应飞行控制系统设计方案。利用单隐层神经网络的函数逼近能力和被控对象分析模型的有用信息构建一种单隐层神经网络干扰观测器,用以在线估计系统中存在的不确定性,具有自适应调节能力的鲁棒控制器用以克服估计误差。将所得单隐层神经网络干扰观测器与轨迹线性化方法结合形成新的非线性系统鲁棒自适应控制方案,严格的理论证明在给定的自适应调节律作用下闭环系统所有误差最终有界。该控制方案被用于近空间飞行器飞行控制系统设计,高超声速飞行条件下的仿真结果表明该方法不仅有效,而且能够提供高精度、高稳定度的控制性能。     

基于截断最小二乘和半正定规划的空间非合作目标相对位姿估计

面向空间在轨服务和碎片清除的重大应用需求,围绕空间光场复杂、空间目标尺度变化及相对姿态与位置强耦合等难题,提出了一种基于截断最小二乘与半正定规划的空间非合作目标相对位姿估计方法。基于TOF相机,首先进行体素下采样,提取快速点特征直方图(FPFH)特征,考虑目标的局部几何结构尺寸,计算两组FPFH特征的相似度并预测特征之间的对应关系,采用截断最小二乘和半正定规划方法对姿态和位置进行解耦,实现了空间非合作目标的相对位姿估计。使用非合作目标的3D模型进行仿真验证,仿真结果表明：该方法在三种不同高斯噪声强度下具有较好的估计特性,为后续的工程应用及在轨任务实施提供了理论与技术支撑。