底排装置底部压力和回流区特性研究

采用标准k-ω湍流模型和有限速率化学反应燃烧模型对二维轴对称雷诺平均N-S方程进行了数值计算,分析了超声速自由来流下冷流和H2-O210组分28步基元燃烧反应的底部排气近尾迹区流场特性,得到了不同排气参数下底部压力和回流区特性,与实验值相吻合.计算结果表明,在较小排气参数下添能比加质更有利于底压提高;随着排气总温的增加,最佳排气参数逐渐减小,回流区逐渐减小;回流区前滞止点位置随着排气参数、排气总温等因素变化而变化,而后滞止点位置几乎不变,但燃烧对回流区前后滞止点均产生了影响.     

适应水-空介质航行的共形半环翼布局概念研究

根据跨越水-空界面,在海水、空气两种介质中交替航行的构想,针对飞行器/航行器的气/水动布局设计矛盾,考虑穿越两相界面的巨大冲击载荷,基于可伸展环形翼设计,提出一种共形半环翼布局概念。设计了空中、水下两种基本布局形态,利用弹翼沿轴向对称旋转实现形态之间的过渡转换。采用CFX软件分析了该布局空中构型的气动特性和水下构型的水动特性。数值模拟结果表明,0°攻角时,共形半环翼布局空中构型气动升、阻力系数接近于具有相同翼型、弦长、水平投影面积的平直翼构型的两倍,攻角增大到12°以后,气动升力较参考平直翼构型的增幅降低到百分之十几;水下构型与类鱼雷构型水动特性相当;空中构型在水下航行时,弹翼阻力约占整体布局阻力的50%,弹翼升力在攻角绝对值大于15°时约占50%,随着攻角绝对值减小所占比例迅速增加,3°攻角时弹翼升力占到98%,从而证明共形半环翼布局为适应水-空介质航行所设计的两种构型及其变体方案的合理性及必要性。     

固定几何气动矢量喷管技术综述

推力矢量控制技术的喷管实施方案普遍存在着结构复杂、质量重和可靠性设计难度高等问题,而固定几何气动矢量喷管技术因具有不变的几何结构和巧妙的流体控制方式,有望得到结构简单、质量轻和高可靠性的矢量喷管。综述了该技术的设计原理、特点以及国内外的技术现状和发展趋势,并认为先进推力矢量喷管技术的设计和应用应从深入研究主次流参数对喷管性能的影响、引气对发动机主机的影响、喉道调节范围的合理确定、应用技术研究和新型流体控制技术的开发等多角度进行固定几何气动矢量喷管的技术研究。该技术具有较好的未来发展前景。     

基于滚动时域的无人机空战决策专家系统

针对专家系统法在空战应用中存在适应性差的缺陷,提出了一种基于滚动时域控制(RHC)的机动决策算法对空战机动决策专家系统进行改进.首先,系统地分析了在专家系统空战机动决策中的最优控制问题,完成了机动决策最优控制模型系统状态方程的建立、控制约束的设计以及指标函数的建立.在此基础上,根据滚动时域法原理,将整个空战过程分解为若干有限时域,并在每个时域内将空战机动决策问题视为初始条件不断更新的专家系统机动决策最优控制模型的求解,反复进行直到空战结束.仿真结果表明,在专家系统法失效的情况下,通过求解专家系统空战机动决策滚动时域最优控制模型,无人机能够快速地进行有效的机动决策.      

杠杆式电磁天平抗干扰方法研究

对杠杆式电磁天平在称量过程中存在的主要干扰来源进行了探讨,对来源的主要形式做了理论分析,并通过实验进行了验证。同时,提出了抗干扰的解决方案,提高了天平称量的重复性和稳定性。     

一种具有示值漂移自动消除能力的天平

介绍了一种专用于质量量传,具有示值漂移自动消除能力的天平。对采用示值漂移自动消除方法前后的天平测量重复性进行了对比。     

基于交会对接CCD光学成像敏感器的双目测量算法

在空间交会对接近距离逼近阶段,CCD光学成像敏感器作为相对导航信息获取的主要测量敏感器,其测量性能直接关系到空间交会对接能否成功.针对适用于空间交会对接过程中CCD光学成像敏感器的双目测量算法展开研究,推导了基于主像机坐标系的双目测量算法计算公式,并重点对其抗干扰能力进行研究,最后对该双目测量算法进行了仿真分析并给出了仿真结果.     

流体网络法在发动机空气冷却系统设计中的应用

将一维稳态流体网络方法应用到发动机空气冷却系统沿程压力、温度和流量预测中.该方法将空气系统简化为节点和元件组成的网络,节点和元件处建立守恒方程,在压力修正、流热耦合方法基础上引入系数迭代修正求解.程序应用到有经验关联式的模型中验证,计算结果与经验关系式吻合得较好.验证后的程序被应用到某发动机空气系统初步设计方案的校核和改进中,在模拟结果指导下的参数调整很好地满足了设计要求.      

基于Volterra-Laguerre扩展模型的发动机加速过程辨识

提出了航空发动机的动态非线性Voherra-Laguerre扩展模型的辨识建模方法.应用Laguerre序列简化线性系统的原理,将Volterra级数模型拓展为Volterra-Laguerre扩展模型,该模型较传统Volterra级数模型减少了辨识量,提高了辨识速度.采用航空发动机地面试车数据辨识建立了其加速过程非线性Volt-erra-Laguerre扩展模型,通过递推最小二乘法辨识了模型参数.仿真结果表明,模型精度高,高低压转子相对转速误差均小于1%,涡轮后燃气温度误差小于3℃,满足发动机控制仿真的需要.     

基于核函数主元分析的航空发动机故障检测方法

航空发动机性能由正常到异常、再由异常发展到完全故障的阶段,其参数变化具有一定非线性特征。为了有效检测这种具有非线性特征的故障,提出一种基于核函数主元分析(KPCA)的非线性故障检测方法。该方法通过核函数完成非线性变换,将变量由非线性的输入空间转换到线性的特征空间,在特征空间中使用线性主元分析(PCA)方法计算主元,构造T2和SPE统计量检测故障的发生。通过对某型涡扇发动机进行实例验证分析,结果表明,KPCA方法一方面克服了综合参数法由于没有确定的警戒值而无法有效地进行故障检测的不足;另一方面KPCA方法在非线性故障检测过程中能够提取重要的非线性特征信息,因而比PCA方法能更早地检测到早期潜在故障,且KPCA方法检测错误率更低。因此,KPCA方法更适合于具有非线性特征的航空发动机故障检测。