变结构制导规律及其实现

由于变结构控制的滑动模态具有完全的自适应性,不必全面研究系统的各种摄动及外干扰,只需根据高速度大机动目标的特点,对其实现自适应,将各种干扰及偏差的影响归人有关增益系数上加以考虑。应用变结构滑膜控制理论,推导了出一种适用于拦截高速大机动目标的空间制导规律,该制导规律能将系统引向滑动面并保持在其上运动。算例仿真证明,变结构项保证了对目标机动的鲁棒性,简单易行利于工程实现。     

对称交叉激波和湍流边界层相互作用的数值研究

针对两种双尖鳍外形的对称交叉激波与湍流边界层相互作用,采用N-S方程和两种湍流模型进行了计算。研究了网格收敛性、鳍的角度和湍流模型对壁面压强、Stanton数和壁面摩擦力线的影响。弱相互作用的计算结果较好,强相互作用的壁面压强和摩擦力线的计算结果与试验吻合较好,而Stanton数的计算结果较差,峰值高达试验的2.5倍左右。随着鳍的角度的增加,壁面压强和Stanton数的分布从单调分布发展为M型分布,两者的峰值不在相同的位置。湍流模型对壁面压强和壁面摩擦力线影响很小,对Stanton数计算的影响很大,SST模型比BSL模型表现好一些。     

航空机电作动器神经网络快速终端滑模控制

目前机电作动器由于具有干净、维护方便等优点,越来越受到航空业的青睐。航空机电作动器的特点是控制精度、稳定性和响应速度要求高,针对以上特点,提出了一种基于多层神经网络的快速终端滑模控制策略。为了提高航空作动器响应速度和跟踪精度,设计了快速终端滑模控制策略,不仅可以加快系统响应而且可以在无扰动情况下实现系统的有限时间稳定。针对系统参数不确定性和外部扰动,设计多层神经网络进行估计并通过前馈方法加以补偿。针对神经网络的重构误差,设计了非线性鲁棒项加以克服。利用李亚普洛夫稳定性定理证明了控制系统在有扰动情况下可以实现有界稳定。实验结果表明：所设计的控制器具有良好的参数自适应和抗干扰能力,同时具有更高的跟踪精度和更快的响应速度。     

矩阵组织在民用飞机批生产联络工程管理中的应用研究

阐述了组织行为学中关于组织结构与组织结构变革的概念,介绍了职能型组织结构、项目型组织结构和矩阵型组织结构及其优劣势。基于民用飞机批生产阶段的生产属性与要求,提出了对联络工程组织架构提出优化的需求,通过系统梳理联络工程专业职能,建议突出批生产飞机按照"架次"组织生产制造的特点,强化架次管理构建矩阵型组织结构,以提高民用飞机批生产过程中联络工程对生产制造现场工程技术问题的响应能力和效率,保障生产活动按计划开展。     

一种能量色散X荧光光谱仪核心控制系统设计

针对能量色散X荧光光谱仪对通讯、控制及测量的特殊要求,设计一种以ARM处理器STM32F103RBT6为核心的能量色散X荧光光谱仪硬件平台与上位机结合的核心控制系统。该硬件平台集成了USB-HUB功能,采用专门的步进电机驱动芯片简化电路设计,节省了开发周期。通过增加瞬态二极管保护电路提高电路的抗雷击浪涌能力,同时具备安全的互锁功能。实验表明,系统运行安全可靠,具有良好的应用前景。     

基于OA的网上信息发布简易解决方案

网上信息发布对于企业对内管理和对外经营都是一种快捷、高效、经济的方式。对于没有实施专用网上信息发布信息系统的企业,利用企业现有的办公自动化系统和网站进行对内信息发布和对外信息发布,提出一个简易解决方案。     

同轴射流燃烧室非预混湍流燃烧流场特性大涡模拟研究

为深入研究带突扩与回流的同轴剪切射流模型燃烧室流场结构与燃烧特性,采用单步快速化学反应、火焰面与反应进度变量三种燃烧模型结合动态亚网格模型在自有CFD平台上对甲烷-空气非预混燃烧流场进行了大涡模拟。计算检验了流场时空尺度及网格和时间步长设置,对流场0~2s内启动并发展进入统计定常状态的非定常流动过程进行了完整模拟。燃烧室内多处监测点湍动能谱统计结果表明,轴向速度在混合剪切层内的脉动存在从约1200Hz开始的多个特征频率序列,且随着测点位置向下游移动,其对应的特征峰从高频到低频逐渐衰减消失。流向多个截面上时间平均的混合分数及温度分布结果表明,反应进度变量模型能够模拟出该流场特有的抬举火焰,与实验数据吻合程度显著优于其余两种模型,即对于该类型强剪切非预混反应流,以燃烧产物质量分数替代采用梯度粘性输运模化的混合分数耗散率进行计算更为合适。     

基于前体激波的内转式进气道一体化设计

在腹部进气的乘波前体/内转式进气道的一体化设计中,为使进气道捕获截面和唇口型线的形状与飞行器前体激波较好匹配,提出一种基于前体激波形状的一体化设计方法。首先,计算乘波前体流场并提取前体激波形状;其次,将进气道捕获型线（ICC）投影在前体激波曲面上,得到可全流量捕获的进气道唇口型线（IFCC）;再次,给定进气道基本流场的中心体轴线位置,确定基本流场的入射激波形状;然后,给定基本流场的沿程压缩规律,应用特征线法确定进气道的基本流场;最后,将ICC顺来流方向投影至进气道入射激波曲面上,经流线追踪和黏性修正得到最终的进气道型面。数值模拟结果表明,对于典型飞行器前体,在设计马赫数为7.0的条件下,应用该方法得到的进气道流量捕获系数达0.976,隔离段出口截面的马赫数、压比和总压恢复系数分别为3.17、38.9和0.487。     

基于IDDES框架的γ-Reθ转捩模型

针对高超声速流动的γ-Re_θ转捩模型在模拟强制转捩时存在捕获边界层内扰动不足的缺点,将RANS（Reynolds Averaged Navier-Stokes）框架改为IDDES（Improved Delayed Detached Eddy Simulation）框架,既能像基于RANS框架的转捩模型一样模拟复杂构型的自然转捩,又能发挥IDDES能够捕获更多脉动信息的优点,较为准确地模拟粗糙颗粒诱导强制转捩。通过对一系列简单构型的自然转捩及来流马赫数为6条件下平板上单个粗糙颗粒诱导强制转捩的模拟表明,模型既能体现γ-Re_θ转捩模型的优点,在自然转捩模拟中具有较强的鲁棒性,能够反映雷诺数等因素对转捩位置的影响规律;也能体现IDDES方法的优点,能够捕捉粗糙颗粒诱导的扰动及涡结构,从而较为准确地刻画出强制转捩的整个流程。     

超燃冲压发动机推力性能评估方法

超燃冲压发动机与飞行器紧密耦合,使得在地面试验直接测量发动机流道有效推力非常困难。为了更有效获得发动机推力性能,提出了一种基于机体推进一体化性能试验的评估方法,基于脉冲燃烧风洞带动力一体化测力试验直接获得飞行器的整机净推力。基于净推力加机体外阻的方法获得了发动机有效推力。同时提出了一种通过流量计测量飞行器机体外阻的试验技术,并对测量误差进行了分析(均方根误差小于2.54%)。与传统的台架推力差减内阻的方法相比,该方法把发动机流道内阻计算转为飞行器机体外阻计算或测量,为超燃冲压发动机推力性能评估提供了一种全新思路。