过载受限的变结构制导律滑动模态稳定域分析

针对实际导弹过载受限问题,基于到达条件,分析和确定了三维变结构制导律中滑动模态的稳定域.根据末端三维弹目相对运动学关系,建立了三维制导系统的数学模型,并以纵向平面模型和变结构控制中到达条件为基础,引入分段光滑连续函数,以三维平面间的耦合关系为出发点,从两个方面分析并确定了过载受限变结构制导律的滑动模态吸引区,证明其制导系统的稳定性.最后,针对零化视线角速率而设计的变结构制导律,确定了它的滑动模态吸引区,验证了理论分析方法的有效性.     

电磁比例节流阀控制系统的动态特性研究

在建立电磁比例节流阀控制系统数学模型基础上,根据阀的实际工作环境,利用MATLAB/SIMULINK进行仿真,并对仿真结果进行具体分析,提出了开发电磁比例节流阀控制系统的可行性和实用性.     

跨声速风洞全模颤振试验悬浮支撑系统

介绍了用于CARDC的2．4m跨声速风洞全模颤振试验的悬浮支撑系统的组成、试验装置的结构及其特点、控制算法等。给出了风洞调试试验结果,并进行了简要讨论。试验结果表明,研制的悬浮支撑系统具有强度高,对模型的浮沉和滚转控制能力强等特点。     

冲角变化对涡轮静叶栅流场的影响

为了研究亚临界600MW汽轮机高压第九级静叶原型和改型叶栅的变冲角气动特性,对两套环形叶栅在0°和±10°冲角下在哈尔滨工业大学能源科学与工程学院的低速环形风洞中进行了对比实验研究。实验结果表明,冲角变化仅影响改型和原型叶栅流道前半部分的横向压力梯度,对流道后半部分的流动影响不大;与原型叶栅相比较,改型叶栅不仅降低了流动损失,而且比原型叶栅具有更好的变冲角特性。     

基于单目视觉的三点测量滚转角方法

确定轴对称物体的滚转角是光学测量的重要内容,具有十分广泛的工程应用背景。本文提出一种单像机测量滚转角的新方法,通过3个控制点即可完全确定物体滚转角。仿真数据计算证明了该方法的正确性和可行性。     

战斗性机动飞行的智能反步自适应控制

针对飞机战斗性机动飞行时模型非线性和参数不确定性的特点,提出了一种非线性反步自适应控制方法.在系统输入输出反馈线性化基础上,基于滑模的思想适当选取李亚普诺夫函数,通过反步的方法回馈递推得到控制律,并且利用粒子群算法优化固定参数改善动态性能,同时设计相应的自适应律来调节未知参数,最后通过伪逆控制分配方法得到最终控制信号.仿真结果表明:在较大的模型气动参数不确定条件下,所设计的控制律仍能理想地跟踪飞机战斗性机动指令飞行,同时具有快速的收敛性和良好的鲁棒性.     

NACA4412翼型分离涡计算的混合网格策略研究

以NACA4412翼型为例,针对低速大攻角含有分离涡的复杂流动,提出了一种采用推高局部附面层网格的方法来改善分离涡模拟的新网格生成策略。数值算例表明,这种推高各向异性单元区域总层高的混合网格能够较合理地捕捉到分离流动涡区的位置和大小,数值实验和分析表明,这种网格生成策略是合理有效的。     

非定常尾迹输运对动叶气膜冷却流场影响

对不同尾迹宽度下涡轮动叶的气膜冷却流场进行非定常数值研究,研究了尾迹输运对动叶气膜冷却流场的影响机理.计算结果表明:非定常尾迹的总压损失和速度损失而形成低速区,当非定常尾迹输运到冷却孔附近时,尾迹对气膜层的干扰占主导地位,靠近气膜孔的叶片区域冷却效率降低明显.非定常尾迹的影响使得冷却气流被带到压力面叶片下游更广阔的区域,导致气膜冷却沿叶展方向的覆盖范围更广,从而使得压力面气膜冷却效率在尾迹通过时更高一些.当尾迹宽度增大时,对气膜冷却效率的影响程度增大.尾迹对压力面的影响比吸力面更大一些.      

离心压气机级串列叶栅扩压器内流场的数值研究

对某一带串列叶栅扩压器的离心压气机级进行了数值模拟,分析了串列叶栅扩压器后排叶片不同周向位置对压气机级流动及性能的影响.结果表明:串列叶栅扩压器性能优于单列叶栅扩压器,其后排叶片在不同周向位置处效率和压比均优于单列叶栅扩压器,效率提高幅度能达到1.9%,压比的提高幅度为2.85%.串列扩压器分流叶片的周向位置对其内部流动情况有显著影响,两排叶片之间存在一个最佳位置使扩压器损失最小.串列叶栅扩压器的主要损失集中在50%叶高以上的区域.      

乘波飞行器气动优化设计的关键技术与进展

乘波飞行器以高升阻比以及高度一体化性能成为国内外高超声速临近空间飞行器研究的热点。介绍了乘波飞行器气动优化设计的发展现状,重点分析了机体/推进一体化设计、增升减阻降热设计和优化设计方法的关键技术,提出了乘波飞行器气动优化设计的一种思路,并对未来进一步的研究进行了展望。