飞行器末制导中的几个热点问题与挑战

随着国防科学技术的进步,新的作战需求以及各种新技术的应用给飞行器的末制导控制带来了新的问题和挑战。分析了当前的末制导作战需求和挑战,着重讨论了飞行器末制导控制研究中几个热点问题的研究进展,包括多源信息条件下的制导控制、多飞行器协同制导控制、特殊限制条件下的制导控制以及制导控制综合设计与评估问题,并且探讨了存在的问题、可能的方向和展望。     

最小喉道面积比对多级轴流压气机性能影响

为了研究最小喉道面积比对多级轴流压气机性能的影响,开发了一套基元叶栅最小喉道面积比的计算程序。通过对基元叶栅进行最小喉道面积比计算,得到压气机叶片沿展向的最小喉道面积比分布,同时分析了转子和静子的最小喉道面积比分布规律。最后采用修改基元叶型的前段弯度比与最大厚度来改变基元叶栅的最小喉道面积比分布,分析了不同最小喉道面积比分布对多级轴流压气机性能的影响。结果表明,压气机的阻塞流量与最小喉道面积比成正相关,并且存在最佳前段弯度比使压气机设计点效率与压比达到最大,最大厚度变小能改善压气机整体性能。     

动压马达半球零件表面微观工艺特征对 产品设计原理的影响研究

零件加工过程的工艺因素都会给零件表面及表层带来(留下)特有的微观特征,这种微观特征与产品设计原理和零件性能特性要求的匹配性对高精度惯性产品的固有性能会产生至关重要的作用.首次在惯性仪表制造体系中引入了零件表面微观工艺特征性概念,以解决仪表精度提高和合格率问题.采用微观工艺特征分析方法思路,从产品设计技术特征(原理特征和性能特征)角度,从更微观、更微小的细节去识别、分析加工合格的零件存在的某些特征状态.初步分析了动压马达半球零件加工表面存在的两类微观特征可能导致惯性仪表生产合格率低、参数稳定性差的影响机理和特征形成的制造因素,提出了改变和完善产品制造工艺设计的思路.     

旋流喷射器流动与燃烧特性研究

为了给低旋流喷射器(LSI)推广应用提供理论依据,自行设计具有两种旋流叶片角LSI。应用数值模拟方法确定不同LSI旋流数,旋流数范围为0.417~0.881。利用粒子成像测速(PIV)测试系统,对流通气流LSI在方形通道内展向平面和铅垂截面二维速度分布进行测试。对开放空间内低旋流喷嘴,流通甲烷气体和空气预混合燃烧特性进行实验研究。研究结果表明:当叶片角θ=37°,旋流数S≤0.576时,旋流诱导中心区域和周围空气旋转,形成具有中心区域和周围空气低速区域、中心低速区域分布特点的扩散流动。当叶片角θ=37°,甲烷和空气当量比φ=0.7,S≤0.576时,流通LSI气流产生与展向截面流场分布相似的中部凸起呈"W"型脱体蓝色火焰。随着旋流数S增加,在0.576≤S≤0.588范围内,火焰与喷口间的距离缩短,火焰转变为"扫帚"型火焰。当S=0.623时,形成高旋流贴体火焰。增大旋流叶片角,流场的扩张角增加,环形旋流区和中心直流区轴向速度沿中心轴衰减更快。     

航空发动机控制逻辑设计

以成功设计的航空发动机液压机械控制系统和模拟电子控制系统为基础,从中抽取出了相应的控制逻辑,并将它们应用到了数字电子控制系统设计当中。仿真表明,控制逻辑设计的应用是成功的,它可以大大简化控制系统结构,为鲁棒控制器等高阶控制器在航空发动机数字电子控制系统中的应用奠定了基础。     

轴流风机中支板通道的流动分析及改进

采用了NUMECA FINE软件包Euranus求解器对轴流风机电机支板内部流动进行了全三维数值模拟,结果表明电机支板的安装对风机的性能具有较大的影响.根据计算结果对支板结构进行了改型设计,并对改型后轴流风机的气动性能进行了数值计算,改型结果表明,采用改型后的支板结构使得整个流量范围内风机的效率有所提高,电机支板内部流动损失明显减小,流动更加合理.     

100N推力级微小型涡喷发动机数字式电子控制器研究

建立了100N推力级微小型涡喷发动机模型,应用鲁棒控制算法进行了控制器软、硬件系统开发设计;提出了全新的仿真方法,用该方法对控制器进行了仿真,取得了良好的效果。电子控制器不仅具备等转速调节功能,且有足够的逻辑、多种控制监测和保护功能,完全符合多功能FADEC控制的要求。     

轴流压缩机叶栅内粒子沉积及性能下降计算中沉积模型的影响

针对轴流压缩机叶栅内固体微粒沉积的问题,采用计算流体动力学（CFD）软件对压缩机叶栅内的气固两相流动进行了模拟。文中首先采用简单粘附模型对轴流压缩机叶栅内粒子的沉积进行了计算;在此基础上,通过引入临界速度和临界角度的概念,采用用户定义子程序发展了一种新的粒子沉积模型,简称为部分沉积模型。并将采用部分沉积模型和简单沉积模型计算得到的粒子沉积结果进行了对比,结果表明部分沉积模型得到的粒子沉积更合理。在此基础上,采用部分沉积模型预测了轴流压缩机叶栅总压损失系数随运行时间的变化和500小时后叶片壁面的压力系数分布情况。     

H∞控制在飞行/推进综合控制系统中的应用

研究了多变量控制技术应用于飞行/推进一体化控制器的设计问题。对于耦合的飞行子系统和推进子系统,建立了飞行/推进综合模型,分析了对模型输出端乘性不确定性和对跟踪误差性能不确定性的飞行/推进综合多变量反馈控制系统转化为混合灵敏度函数整形问题设计的途径,提出了一种按时间加权的误差平方积分(ITAE)准则选择加权灵敏度函数的方法,应用混合加权灵敏度H∞控制器的设计方法对飞行/推进一体化模型进行了设计,并对所求的最优控制器进行了控制系统性能仿真验证。     

过冷水滴撞击结冰表面的数值模拟

为了计算过冷水滴撞击结冰表面,本文应用雷诺平均Navier-Stokes方程和k-ε两方程紊流模型计算结冰表面外的空气流场。用欧拉法建立了空气中过冷水滴的运动方程,并采用有限控制容积法对方程进行了数值计算。为了提高计算精度,方程中的对流—扩散项采用MUSCL格式进行了离散。计算结果表明过冷水滴的大小和机翼攻角的变化对结冰区的大小和水收集系数的影响很大。