导流板式减涡器总压损失特性数值模拟

通过数值模拟的方法研究了不同形状的导流板式减涡器对总压损失特性的影响。结果表明,总压的损失主要由气体在减涡器中对导流板做功引起的平缓下降以及由于切向速度过大在转折处引起的迅速下降两部分组成。当导流板较长时,损失主要由气流对导流板做功导致,导流板较短时损失则主要由转折处突降导致。因此,应在起到限制切向速度以降低转折处的突降的同时,尽可能减少气流对导流板的做功。系统总压损失随导流板数量的增多和出口位置的提高呈现先减少后增大的趋势,导流板形状也会对总压损失造成影响。      

翼吊短舱形式运输机进气道阻力特性分析方法研究

为了解决飞机/发动机一体化设计中进气道阻力确定的问题,以典型带动力装置运输机为研究对象,建立了其三维实体模型,开展了不同飞行高度、不同飞行马赫数及不同发动机状态的数值计算。根据计算结果,建立了进气系统阻力增量的确定方法,总结了附加前体力与短舱前罩力随捕获面积比、飞行高度、飞行马赫数的变化规律。结果表明:在AGARD-CP-150中的推力/阻力体系划分方法基础上,发动机状态及捕获面积比的改变会引起进气道阻力变化,飞行高度对短舱前罩力及附加前体力系数没有影响。     

三单元立方体卫星的结构特性分析

立方体卫星凭借着其质轻、体积小、灵活性强等特点得到了快速发展。文章以南京理工大学研制的三单元立方体卫星为研究对象,采用有限元法对其结构进行仿真计算,验证了整星模态频率满足刚度要求。基于仿真结果对PVC板进行了合理的改进,结果显示立方体卫星3个方向的一阶频率分别提高了36.8%、14.4%和36.3%,同时改善了PVC板的振动特性,为后续整星振动试验的开展及其他立方体卫星的结构设计提供了参考依据。     

空间短时飞行试验工具的应用与展望

空间短时飞行试验是指以探空火箭、气球、亚轨道重复发射工具等为主要实现手段,将待试验对象发射到一定高度,进行科学实验和技术验证的研究方法。对空间短时飞行试验工具的发展历史和应用现状进行综述,对探空火箭、气球、亚轨道重复发射工具在科学观测、新技术试验中发挥的作用进行总结和概括,以NASA飞行机会计划FOP为例,对其在有效载荷技术成熟度评估中的应用情况进行了重点阐述,结合我国空间科学探测和空间技术试验的迫切需求,对空间短时飞行试验工具在我国的应用前景进行了展望和预测。     

多回路气动伺服弹性系统稳定裕度的变结构μ分析方法

作为一个多输入多输出(MIMO)系统,气动伺服弹性系统的各控制回路是相互耦合的,但对于各控制回路的稳定裕度目前尚无统一的计算方法。针对MIMO控制系统的稳定裕度计算问题,首先分析了现有的回差阵奇异值方法和μ分析方法,并指出了2种方法各自保守性的来源。在此基础上,提出了一种变结构μ分析方法,通过迭代调整扰动模型结构来求解稳定裕度,并从理论上证明了算法的单调收敛特性。以某弹性飞机的阵风减缓控制系统为例进行了稳定裕度分析。3种方法结果的对比表明,本文方法能够有效降低分析结果的保守性。     

鲁棒成形极化敏感阵列波束的方法及极化估计

基于极化敏感阵列,提出了一种鲁棒成形阵列波束的方法。该方法首先将阵列的数据模型进行了重新描述,从而获得了信号波达角(DOA)和极化解耦的模型。借助于该模型并对信号的两个极化方向分别进行鲁棒约束,设计出了一个新的鲁棒空域波束空间成形矩阵,利用该矩阵可以获得信号两个极化分量的鲁棒估计。基于特征值分解的方法,最后给出了估计信号极化参数的方法。分析和数值仿真实验均表明:提出的方法,在对DOA估计误差以及阵列位置误差等造成的阵列失配具有较强鲁棒性的同时,也能有效抑制干扰和噪声,进而提升了极化参数估计的性能。     

三维全五向编织复合材料的切边效应

对切割与未切割的三维全五向(3DF5D)编织复合材料进行了纵向拉伸力学性能研究。首先分别对2种编织角下3种不同情况(未切割、沿厚度方向切边和沿宽度方向切边)的试件进行了力学性能实验,实验结果表明,沿着厚度方向切边使材料的刚度和强度分别下降了约10%和25%;沿着宽度方向切边使材料刚度和强度分别下降了约3%和18%;进一步通过有限元数值模拟对上述实验过程进行了仿真计算,得到了单胞的损伤演化过程、破坏机理以及应力-应变曲线。最后对实验结果和计算结果进行了对比,结果显示二者吻合良好。研究结果表明,三维全五向编织复合材料的编织角越大,拉伸刚度和强度会越小;试件尺寸越大,厚度方向和宽度方向切边的影响越小,并趋于定值。     

高斯混合模型优化的四元数约束CKF姿态估计

针对四元数非线性滤波在姿态估计中噪声为非理想高斯分布时随机模型的失配现象,提出了一种基于高斯混合模型的四元数约束容积卡尔曼滤波（GM-QCKF）。讨论了四元数在容积卡尔曼滤波中的加权均值方法,并利用高斯混合模型对高斯分量更新与求和从而精化随机模型,最后通过两步投影理论做归一化限制,有效地改进了四元数约束容积卡尔曼滤波的稳定性。通过仿真测试,表明GM-QCKF可明显提高姿态估计精度;跑车试验验证了GM-QCKF算法在实际应用中精度和稳定性的优势。     

进入火星大气的高温真实气体效应与气动加热研究

针对火星和地球大气分子热力学和化学行为的差异性,采用理论分析和数值模拟两种手段,研究探测器进入过程高超声速流动的分子振动激发、离解反应及热力学和化学非平衡等真实气体效应,获得不同气体模型条件下的高超声速气动加热规律,探究引起地火差异的根本原因。分析认为,探测器进入火星大气层的稀薄气体效应明显;激波层内发生CO 2气体为主的大规模离解,在极高温环境下O 2和CO也将离解;沿进入轨道的高超声速流动基本处于化学非平衡但热力学平衡状态;激波层内能量储存和分配模式因分子振动激发和化学反应而改变,分子振动激发会增强气动加热量,但均介于化学反应模型的完全非催化和完全催化壁结果之间;相同来流条件下CO 2介质高超声速气动加热强于空气介质,但真实的火星进入热载荷因大气稀薄而弱于地球再入环境。相关研究为我国未来火星探测器热防护系统设计提供技术支持。     

带辅助安定面平流层飞艇的航向静稳定性分析

为增强平流层飞艇航向静稳定性,在不显著增加飞艇重量前提下,提出一种带辅助安定面的飞艇气动布局。建立飞艇计算模型,数值模拟飞艇在不同侧滑角、俯仰角下航向静稳定性及气动阻力特性,并与未集成辅助安定面的飞艇进行对比,最后分析辅助安定面面积对航向静稳定性的影响。结果表明：带辅助安定面的飞艇气动布局具有较好的航向静稳定性。相同条件下,随着侧滑角增大能够更快地达到航向稳定;在30°侧滑角,辅助安定面与尾翼面积比值大于0.05时,偏航力矩系数由无辅助安定时-0.8增加为正;辅助安定面面积越大,偏航恢复力矩越大,航向静稳定性越好。