极小展弦比背鳍气动特性研究

对极小展弦比背鳍进行了风洞实验和CFD分析。研究表明：亚声速大迎角下背鳍涡破裂影响不严重,且涡破裂迎角较大;正侧滑通常使背鳍法向力增加,负侧滑使法向力降低;CFD分析证实了大负侧滑条件下翼片法向力会变成负值,从而引起十字翼在倾斜条件下滚转力矩发生突变。     

ADS与多雷达数据融合中的系统误差配准法

对空中交通管制中自动相关监视(ADS)与现有多雷达监视系统进行数据融合的模型进行了分析,在现有多雷达数据处理(MRDP)系统误差配准方法的基础上设计了一种利用最小平方估计(LSE)准则实现的ADS与雷达的系统误差配准算法,给出了其最优解.利用我国西部航路模拟航路点数据进行了系统仿真,仿真结果的分析表明,通过该方法的配准,ADS和雷达数据融合中的系统误差得到了有效的消除,提高了综合监视精度.     

基于测压风洞试验的大展弦比飞机气动载荷分布计算方法

为根据飞机高/低速风洞测压试验数据给出飞机的机翼,机身和尾翼的气动载荷分布,供外载荷计算使用,介绍了一种基于测压风洞试验的大展弦比飞机气动载荷分布计算方法。通过将测压试验数据插值到载荷计算模型网格中,并将测压试验数据与测力试验数据相协调,再对压力分布数据进行切面/纵向积分、样条插值和线性化拟合后,对飞机活动面中立、偏襟翼、偏副翼、偏方向舵和偏升降舵状态时的机身、短舱、机翼及翼身组合体气动载荷分布进行了计算。总结了各剖面区域表面压力随迎角,侧滑角,以及飞机舵面变化的规律,验证了测压数据与测力数据进行协调的必要性。对飞机气动载荷的设计优化有重要的反馈评估作用。     

圆排波瓣弯曲混合管引射实验与数值模拟

将圆排波瓣喷管配以不同的弯曲混合管组成引射混合器 ,实验研究了弯曲混合管的几何参数 ,试验结果表明 :当弯曲角β=40°时 ,弯曲混合管的引射流量比φ与同样直径的圆柱混合管相当 ;当β>40°时 ,弯曲混合管的引射流量比φ相比于同样直径的圆柱混合管有较大的下降 ,φ随β的增加下降很快 ;φ随混合管截面比λ的增加先增大后下降 ,虽然峰值小于圆柱混合管的最大引射流量比 ,但是峰值对应的值却近似等同于圆柱混合管的截面比 ;φ随次流进口截面比 σ的增加而接近线性增大。进行了 1 /2的 1 2波瓣喷管弯曲混合管引射混合器的 3 D不可压流流场的数值模拟 ,模拟结果表明 :当 β>40°时 ,弯曲混合管引射流量比 φ下降的主要原因是弯曲混合管转弯部分由于主流射流冲击 ,静压力较高 ,从而弯曲部分附近的有效流通截面积减小 ,严重影响了次流的出流。另外 ,计算的壁面静压系数与测量值符合良好      

支板/凹腔超声速燃烧室总压损失特性研究

为了研究支板/凹腔超声速燃烧室总压损失特性,基于实验测得的壁压,结合一维分析方法,得到了支板/凹腔超声速燃烧室冷态和热态的沿程马赫数与总压。对不同当量比下,燃烧室冷态与热态的总压损失特性进行了研究。研究表明:支板/凹腔超声速燃烧室在当量比为0.35～0.8的范围内,随着当量比的提高,热态的总压损失系数逐渐减小,会逐步小于冷态总压损失系数;其中壁面摩擦和燃烧对总压损失的影响随之减小,波系结构的影响随之增加。     

盘旋跟踪地面目标小型无人机控制系统设计

针对一种大展弦比、V形尾翼常规布局小型无人机盘旋跟踪地面目标飞行的飞行控制策略进行了研究.采用了一种单轴光电探测系统修正视场纵向误差,无人机航向控制修正视场横向误差的控制方法.设计了一种自适应PID(Proportion Integration Differention)控制器,并通过对无人机六自由度非线性运动模型的建模分析,进行了控制律的仿真验证,并将算法融合在盘旋跟踪飞行实验中.仿真及实际飞行实验结果表明:该控制系统在突风等大扰动的影响下获得了良好的动态性能指标,并有效地抑制了飞机姿态通道对视轴通道的耦合影响,满足了飞行任务的需求.     

飞行器热防护与利用一体化系统实验与模拟

通过设计一种基于主动冷却的点阵桁架结构,在降低飞行器质量的同时,实现有效的热防护效果,并在该结构中加入半导体温差发电装置,将产生的气动热转化为电能,可用于飞行器小型用电设备供电.对该热防护与利用一体化系统进行了实验研究.在不同工况下,温差发电功率远大于主动冷却系统的泵功消耗,可实现主动冷却系统的自驱动.通过添加管内表面...     

脉冲风洞一体化飞行器测力精度分析

为评估脉冲风洞一体化飞行器的测力精度,根据脉冲风洞测力系统特点,对其进行简化,建立其动力学方程,并获得其动态脉冲响应衰减函数;分析测力系统输出信号变化规律,对其进行傅里叶变换,获得系统振动主频,并运用神经网络、梯度下降法对天平信号进行准确拟合,预测了测力信号的趋势值;对多次试验结果进行了信号拟合和趋势预测,获得了天平测力的精度。结果表明:该方法能够准确预测天平稳定输出结果,且当天平输出信号达到4个周期时,测力精度能够达到97%以上。      

正癸烷在模型超燃燃烧室中的燃烧特性研究

为探究正癸烷在双凹腔结构的模型超燃燃烧室中的燃烧特性,试验采用蓄热式加热器提供高焓纯净空气,燃烧室进口的Ma数为2.03,来流总温在800K~1100K,常温液态的正癸烷经凹腔上游的直射式燃料喷嘴进入燃烧室。通过对试验过程中燃烧室壁面压力和流场中的CH*基分布的分析,发现了正癸烷的两种稳焰模式:双凹腔稳焰模式和单凹腔稳焰模式。双凹腔稳焰模式是通过射流形成的尾迹区和凹腔中的回流区共同作用实现稳焰;单凹腔稳焰模式则是通过主流中的激波与边界层干涉形成分离区与凹腔中的回流区实现稳焰。随着试验来流总温的降低,正癸烷的稳焰模式从双凹腔稳焰转变为单凹腔稳焰,直到稳焰失败,模式转变温度和临界稳焰温度分别为876K和842K。还利用一维分析方法对两种稳焰模式的燃烧效率、Ma数分布以及总压恢复系数进行了比较,结果发现双凹腔稳焰模式的燃烧效率和总压恢复系数均大于单凹腔稳焰模式。     

基于功率保持的辅助动力装置引气性能计算模型

以带负载压气机辅助动力装置(APU)为对象,分析了其结构特点与工作原理,针对目前工程上常用的APU引气性能计算模型的不足,建立了基于APU与空气涡轮匹配的总体性能数学模型和负载压气机变几何部件特性插值模型。在此基础上,研究了APU功率调节规律,获得了轴功率负载、APU涡轮前温度、排气温度与负载压气机进口导叶角度之间的匹配关系,进而实现了APU全包线内和全工况下的引气性能计算。利用GTCP131-9A试验数据对模型进行了验证,结果表明:引气流量计算误差小于3%,引气压力计算误差小于4%;功率保持下的APU涡轮前温度限制值仅与轴功率负载大小有关,与进气温度无关。研究结论对于带负载压气机APU总体性能计算和调节规律设计提供了参考。