民用航空发动机控制系统回路设计与仿真

采用Simulink工具建立了某民用大涵道比涡扇发动机的稳态、过渡态转速控制和燃油计量控制回路仿真模型,对各控制回路进行了仿真研究,分析了各回路的稳态误差和动态控制性能。将这些控制回路进行综合验证表明,控制系统能够稳定工作,并达到良好的控制效果。     

飞机推出和跑道掉头滑行行为计算方法

针对飞机推出和跑道掉头两种地面滑行特殊行为的位置和姿态计算问题进行了研究。从机场塔台管制运行模拟仿真的角度出发,提出了非完整运动学约束下飞机推出滑行和跑道掉头运动计算方法。依据飞机推出实际和非完整运动路径跟踪模型,设计出适合仿真推演计算的飞机推出运动求解方法。根据飞机跑道掉头的几何约束和转弯角运动约束,设计出开环控制下完整刻画飞机运动的求解方法。与动力学求解模型相比,该方法具有计算简便,适合于视景仿真驱动的优点,并通过数学仿真验证了方法的有效性。     

催化点火气氢气氧推力器试验研究

为探索催化点火气氢气氧推力器的点火规律和相关性能,设计并搭建了1N催化点火气氢气氧推力器试验系统,进行了冷热试试验。试验成功实现了不同工况下的多次催化点火。结果表明:供给氧氢混合比控制在100时,推力器预燃室产生的点火温度为700℃,能够满足燃烧室点火要求;催化剂面积体积比对催化氢氧点火具有决定性影响,采用面积体积比大的催化载体可以实现常温(8℃)下的催化点火;另外,试验中氢氧燃烧产生的高温和试验结束后推力器内残留的液态水也对催化组件提出了一定的耐温性和防水性要求。     

基于混合方法的霍尔推力器寿命预估及参数影响分析

为了预估霍尔推力器的寿命,改进了用于半经验公式法的点源模型使原方法计算精度获得优化.在文献已有实验条件和结果的基础上,考察了改进半经验公式法及简易解析模型法的可靠性,结果表明,简易解析模型法在1000h以后的误差逐渐扩大,改进半经验公式法虽然计算精度较好,但需要短寿命实验结果为其提供确定参数的依据.为了在推力器设计阶段和无实验结果的条件下提供保证精度的寿命预估手段,建立了将两种方法结合的混合方法,该方法与简易解析模型法对比表明,运行4000h后SPT内、外壁面计算值的平均相对误差由13.53％和45.28％下降到4.84％和21.2％.采用此方法考察了推力器运行参数改变对寿命的影响规律.     

热障涂层喷涂质量微焦点CT检测

采用微焦点X射线源对热障涂层样品进行了高分辨率X射线成像研究,采用多尺度对比度增强算法提高了热障涂层与基体之间的对比度.X射线图像显示热障涂层各处厚度差异较大,热障涂层内部可能存在大量孔隙.通过微焦点计算机层析成像(CT)对样品进行了高分辨率CT扫描与重建,得到了样品的CT重建图像.从热障涂层CT图像观察到热障涂层内部存在大量孔隙,且不同层孔隙尺寸、数量不同.结合3个坐标方向的切片图像分析了热障涂层深度方向的热障涂层厚度,得到了热障涂层厚度的二维分布,测量得到热障涂层平均厚度约为40μm.对沿热障涂层深度方向850~1131层切片图像,利用可视化软件VGstudio MAX得到了热障涂层内部孔隙三维分布.研究结果表明:微焦点CT可用于热障涂层制备工艺质量检测.      

平流层飞艇环境适应性评价模型

阐述了平流层特别是20km高度左右平流层的环境特点,分析了各种环境因素对长期在此空域中驻留飞行的平流层飞艇性能的影响,在此基础上,建立了平流层飞艇环境适应性评价指标体系。并针对其各评价指标的物理意义不同且数量级相差较大的特点提出了基于物理规划和层次分析法相结合的综合评价模型。算例和分析结论表明:抗风速度余量和产生消耗能量比在平流层飞艇对其飞行环境的适应能力评价中占有重要比重,应成为飞艇总体方案设计和论证时的重点关注指标。     

开裂式方向舵在变前掠翼布局中的操纵性能研究

 针对变前掠翼(VFSW)无尾布局的横航向操纵,设计了开裂式方向舵(SR)操纵面,采用Navier-Stokes控制方程的有限体积离散方法以及剪切应力输运(SST)湍流模型,计算了变前掠翼中平直翼和典型的前掠翼布局开裂式方向舵的操纵性能,并对其操纵效率进行了比较,分析了其流场形态。计算结果表明:右侧开裂式方向舵打开后,平直翼时迎角对偏航力矩的影响较小,而舵偏量对偏航影响显著,利于偏航;前掠翼的偏航力矩随迎角的增加有所波动,但在小迎角时较为稳定,偏航作用随舵偏量增加而增强;右侧滑对滚转作用强于左侧滑,偏航作用低于左侧滑。经比较,平直翼的偏航作用明显强于前掠翼,平直翼和前掠翼的滚转和偏航作用均具有耦合性,但平直翼的耦合效应弱于前掠翼。     

纤维桥连对复合材料Ⅰ型层间断裂韧性的影响

 采用ASTM D 5528标准对T700/9916复合材料单向板进行了试验,研究了双悬臂梁(DCB)试验中桥连纤维对Ⅰ型层间断裂韧性的影响。根据试验观察,提出桥连区存在单(s区域)、双纤维桥连区域(d区域)的分析模型,其中d区域内一点上桥连纤维的数量是s区域的两倍;通过对桥连纤维和悬臂梁相互作用的分析,推导出呈指数形式递减的单根纤维桥连力-转角函数。由此得到整个悬臂梁的桥连力函数,并对DCB试验进行了分析,得到的模拟曲线与试验曲线吻合较好。研究结果表明本文提出的纤维桥连模型能够真实地反映桥连纤维在裂纹扩展过程中的作用方式。     

基于Fokker 27飞机过载-超越数曲线族的严重超越数包线选取

 以Fokker 27机群的过载-超越数曲线族为基础,建立了严重谱对应的严重超越数包线的获取方法。首先对外场使用的Fokker 27飞机机群的过载-超越数曲线进行筛选,得到59架飞机的过载-超越数曲线,采用线性累积损伤理论计算得到59架飞机每次飞行的损伤;假定机群载荷损伤服从对数正态分布,以严重谱下安全寿命满足机群寿命可靠度要求为准则,给出了严重谱的损伤程度。其次,采用对数正态分布描述指定过载下超越数的分布特性,外推得到满足损伤要求的严重超越数包线及对应的概率要求。结果表明,Fokker 27飞机严重过载-超越数曲线包线对应的超越数增量为1.117倍标准差。     

考虑输入饱和的航天器相对运动鲁棒自适应控制

 研究了在输入饱和约束条件下的航天器相对运动的姿态和轨道一体化控制问题。首先,基于单位对偶四元数给出了航天器6自由度相对运动的数学模型,利用误差对偶四元数来描述航天器的相对姿态和相对位置。接着,针对输入饱和问题,提出了一种对航天器模型参数不确定性和外部有界干扰具有较强鲁棒性的自适应控制器,并通过李雅普诺夫方法从理论上严格证明了整个闭环系统的全局渐近稳定性。最后,通过数值仿真来验证设计方法的有效性和可行性,并且与其他方法进行了比较,结果表明设计的方法能够抑制输入饱和的问题,在性能上具有更快的收敛速度和更强的鲁棒性。