基于终端角度约束的二阶滑模制导律设计

针对空地导弹具有终端角度约束条件的制导律设计问题,提出了一种在有限时间内稳定的新型二阶滑模制导律。首先,在弹目相对运动学模型基础上,将终端弹道倾角约束转化为终端视线(LOS)角度约束,作为制导系统的终端控制目标。其次,通过选取一种新型二阶滑模面,结合螺旋控制算法的思想,设计了一种二阶滑模变结构制导律,来抑制系统中的不确定性因素,从而满足零化视线角速率和制导系统的终端角度约束条件的要求。采用一种新的Lyapunov函数,基于Lyapunov稳定性理论,严格证明了制导系统在有限时间内的稳定性。最后,对空地导弹制导系统进行数字仿真,通过和一阶传统滑模制导律以及基于超螺旋算法的二阶滑模制导律进行对比分析,验证了所设计的制导律在保证制导精度的同时,更能在有限时间内提高终端约束角度的精度,并且避免了超螺旋算法中参数选取较多的问题。     

反推状态下大涵道比涡扇发动机气动稳定性预测与评估

为了预测与评估反推状态下,反推气流再吸入对大涵道比涡扇发动机气动稳定性的影响,采用反推气流扰流流场三维CFD数值模拟、发动机整机稳定性计算分析以及反推状态下发动机进气畸变台架试验相结合的方法,开展了反推气流对大涵道比涡扇发动机气动稳定性影响的研究。通过三维CFD数值模拟手段,捕获了反推状态下发动机进口流场的畸变程度。在此基础上,通过采用稳定性计算程序预测了发动机的气动稳定性,并进一步通过发动机台架试验,验证了预测结果。CFD计算结果表明,随着相对来流马赫数的减小,反推气流被发动机重新吸入的可能性不断增大,当相对来流马赫数减小到0.05时,外侧发动机进口的流场畸变情况变得最为严重。进气畸变情况下的整机稳定性计算分析以及发动机台架试验结果表明,在所考核的目标状态,若只存在因反推气流再吸入引起的进口流场畸变,是不会导致发动机失稳的。     

航空涡轮发动机燃烧室内流场的PIV测量

设计了一种基于旋风分离原理的高压粒子发生器,并成功应用于高压状态下的航空涡轮发动机燃烧室内流场的PIV（粒子图像测速法）测量.在氢氧燃烧加热来流温度为813K、燃烧室压力为2.78MPa条件下,应用PIV技术开展了航空涡轮发动机单头部燃烧室复杂内流场测量研究,实现了高温高压条件下强旋流、强扰流、宽速域流场的PIV测量,获得了接近燃烧室工作压力工况下的流场速度和流场精细结构.结果表明:该型燃烧室内流场存在多处旋涡结构,形成回流区;流场旋流作用强,横截面流场存在顺时针大涡;主燃孔射流和掺混孔射流作用明显,射流穿透深度较大,对流场结构影响显著;高温高压状态下,流场结构与常温中压状态类似.      

旋翼桨尖涡生成及演化机理的高精度数值研究

为了细致捕捉直升机旋翼桨尖涡的生成和演化过程,建立了一个基于高精度网格和高阶通量计算格式的旋翼桨尖涡计算流体力学(CFD)求解方法。在该方法中,流场求解选取旋转坐标系下的Navier-Stokes方程为控制方程;空间离散采用迎风Roe格式,并采用低耗散的5阶WENO(Weighted Essentially Non-Osciltatory)格式进行对流通量的计算;时间推进则采用双时间法,在伪时间步上使用隐式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)推进格式;应用嵌套网格方法实现桨叶网格和背景网格的数据交换。应用所建立的方法对悬停状态的旋翼桨尖涡流场进行了高精度模拟,在桨叶网格上精细地捕捉到了桨尖涡的具体生成过程,在背景网格上捕捉到了更多圈数的桨尖涡尾迹,并对桨尖涡的演化机理进行了深入研究。结果表明:建立的高精度数值方法能够有效地对旋翼桨尖涡的生成和演化过程进行细致模拟;悬停状态下旋翼桨尖气流在上下表面压力梯度的作用下经历了边界层增厚、逐渐卷起形成涡核以及最终脱离桨叶形成桨尖涡的过程。     

Investigation of dynamics of discrete framed structures by a numerical wave-based method and an analytical homogenization approach

In this article, the analytical homogenization method of periodic discrete media (HPDM) and the numerical condensed wave finite element method (CWFEM) are employed to study the lon-gitudinal and transverse vibrations of framed structures. The valid frequency range of the HPDM is re-evaluated using the wave propagation feature identified by the CWFEM. The relative error of the wavenumber by the HPDM compared to that by the CWFEM is illustrated in functions of fre-quency and scale ratio. A parametric study on the thickness of the structure is carried out where the dispersion relation and the relative error are given for three different thicknesses. The dynamics of a finite structure such as natural frequency and forced response are also investigated using the HPDM and the CWFEM.     

等离子体激励式压气机

受吴仲华先生"叶轮机械三元流动理论"的启发,在前期压气机等离子体流动控制研究的基础上,进一步提出等离子体激励式压气机的概念,即将等离子体激励融入到S1,S2流面压气机气动设计之中,以释放常规压气机设计中失速裕度、负荷极限等因素的约束。本文旨在探讨等离子体流动控制在新一代高负荷压气机中应用的前景和研究趋势,通过原理论证与实例分析,首先阐述了等离子体激励式压气机的概念,然后梳理了压气机等离子体流动控制研究的若干进展,以论述等离子体激励式压气机设计的研究基础,最后给出了等离子体激励式压气机的典型技术路径和理论基础。     

旋流畸变对压气机失速发展过程影响的试验研究

为研究进气旋流畸变对轴流压气机失速发展过程的影响,设计了一种叶片式旋流畸变发生器。通过改变叶片式旋流畸变发生器的叶片安装方式来改变进口气流流向,产生对涡或整体涡,研究均匀进气、对涡和整体涡进气条件下低速轴流压气机失速发展的特点。试验结果表明:旋流畸变发生器达到了预期的设计要求,在压气机进口前产生了对涡和整体涡。压气机转子对进口旋流畸变有很大的影响,对正向旋流有一定加强作用,使正向旋流强度增大;对反向旋流有一定抑制作用。旋流畸变减小了压气机的稳定裕度,切向气流角越大效果越明显,使其更快进入失速,其中以对涡进气和正向涡进气条件下最为明显。旋流畸变进气条件下压气机中失速团的产生机理不发生改变,失速团传播频率不发生改变。     

单/双涵道模式转换动态过程的数值研究

为研究变循环发动机单/双涵道模式转换动态过程中流场参数的变化规律,基于本项目组设计的模拟模式转换过程的试验台,利用动网格技术对该试验台进行了二维数值模拟。结果表明:在模式转换动态过程中,内外涵流量和总压的变化滞后于阀门缓慢关闭的状态;并且阀门变化速率越快,其内涵总压和流量的动态响应越滞后;而静压的变化规律则相反。此外,还研究了在阀门关闭过程中,不同初始涵道比对这种流场参数变化滞后性的影响。发现初始涵道比越小,滞后性越强;并且这种滞后性在阀门关闭至22°位置时达到最大。     

稀薄大气下机械展开式再入飞行器气动特性研究

以机械展开式再入飞行器为研究对象,采用DSMC(直接蒙特卡洛模拟)方法计算分析了其在稀薄大气环境下的气动特性.讨论了飞行器在不同高度下的流场特性和升阻及配平特性,结果表明飞行器流场及受力特性对大气稀薄程度显示出较强的敏感性;进一步分析了连续流过渡至稀薄大气下飞行器的阻力系数,得出了随着来流Knudsen数增加,大气稀薄效应逐渐显现,传统的CFD方法已不再适用于描述流动特征的结论,同时给出了依据来流Knudsen数大小采取CFD和DSMC方法分别进行计算分析的建议.     

航空发动机过失速及退喘模型研究

针对涡喷和涡扇发动机,通过求解带源项的2维欧拉方程组,发展了模拟发动机整机过失速及退喘动态过程的理论模型,实现了2种发动机稳定状态-喘振/旋转失速-退喘动态过程的模拟。分析了某单轴涡喷发动机算例,模拟结果展现出喘振和旋转失速相应的基本特征;对某小涵道比双轴混排涡扇发动机进、退喘模拟结果进行分析,发现风扇与压气机均发生了喘振,且喘振频率相等,并最终都恢复至稳定状态。