二元高超声速进气道的内压段设计

针对二元高超声速进气道,采用不同张度的样条曲线设计内压段肩部型面.在保持二元进气道内压段面积收缩比及喉道面积不变的条件下,通过数值仿真研究了不同内压段长度、下壁面型面样条曲线张度对进气道性能的影响.结果表明:内压段的长度变化对进气道的气动及起动性能有较大影响,当内压段长度与喉道高度比 L/h_t为8.4左右时总压恢复系数较优;采用合适张度的样条曲线代替传统的肩部圆弧过渡,能够提高进气道总压恢复系数,改善进气道起动性能;随着内压段长度增加,其所对应的性能最优样条线张度值不断减小,建议选取样条线张度值为0.80~1.25.      

双燃烧室冲压发动机直连式实验与数值仿真

通过直连式实验和数值仿真,对双燃烧室冲压发动机的流场结构和性能进行了研究.数值仿真采用了半全局多步化学反应机理,计算的压力分布和实验结果基本一致,计算结果表明:中心高温富油燃气与边区空气在混合层内快速反应,热力喉道出现在约0.9m处,出口处的燃烧效率达到了较高水平.提出了结合直连式实验和数值计算的性能估算方法,结果表明:双燃烧室发动机在马赫数为4,高度为17km状态时具有较高的性能,当燃油当量比为0.9时,发动机内推力为8.3kN,内推力比冲为12.29kN·s/kg,更高的燃油当量比将导致超燃进气道不起动.      

一级锥可调变几何轴对称进气道初步研究

为了改善轴对称进气道的攻角特性,提出一种简单易实现的轴对称变几何方法:通过旋转轴对称进气道第1级压缩锥改变进气道前体激波的角度和位置.采用数值仿真方法研究了来流马赫数为3和4时,不同飞行攻角条件下一级锥可调变几何进气道的三维流场和性能特性,并与定几何进气道进行对比分析.结果表明:大攻角下,采用一级锥可调进气道除了可以提高进气道的质量流量系数外,还有效缓解了背风侧低能流堆积问题;存在一个最佳的旋转角度,使该攻角下进气道性能最高;随着攻角的增大,所需的旋转角度增大,进气道所获得的性能增益也随之提高,在马赫数为3,攻角为14°时推力增益达到7.7%.      

高超声速巡航导弹前体/进气道概念设计与优化

基于高超声速巡航导弹总体设计要求,采用等激波强度方法设计了前体/进气道基准构型,并运用数值模拟方法对基准构型进行了性能分析.在试验设计和CFD计算结果的基础上建立了前体/进气道优化设计模型,运用多目标粒子群算法对前体/进气道进行了优化设计,对优化后的前体/进气道进行了性能验证分析.结果表明:前体/进气道设计方法正确有效,基准构型能够满足设计的要求;通过多目标优化设计,可以找到设计变量之间的有效组合,能够进一步提高前体/进气道的综合性能.研究结果对导弹用超燃冲压发动机的总体设计具有一定参考价值.     

低成本小型光纤陀螺惯性测量单元设计与实现

针对军用及民用惯性技术对光纤陀螺及其惯性组合低成本、轻小型化的需求,以三轴一体光纤陀螺和石英挠性加速度计为惯性敏感元件,设计并实现了光纤陀螺捷联式惯性测量单元。系统采用DSP+FPGA双微处理器结构实现数据高效采集、处理及输出。重点设计了三轴一体光纤陀螺组件、加速度计小型化数据采集电路、双微处理器设计等硬件结构及软件算法。样机测试结果表明：系统在动静态测量精度、体积、重量、实时性等方面达到了预期的设计目标。     

运载火箭轨迹预测制导方法研究

针对运载火箭入轨多约束需求,提出一种将迭代制导与数值积分相结合的轨迹预测制导方法,该方法计算量较小、适合箭上实时计算,能够同时满足终端姿态约束和轨道参数约束要求。探讨提高轨迹预测制导算法收敛性和实时性的工程实现方法,并分别给出解决方案;通过数学仿真算例验证了该方法的性能,结果分析表明该算法具有较高的制导精度,在增加终端姿态约束而其它条件不变的情况下,算法很好地满足了各项终端指标要求,同时增加的推进剂消耗在可接受范围内。     

鸭式旋翼/机翼无人机飞行动力学建模与分析

针对鸭式旋翼/机翼无人机兼有直升机和固定翼机飞行特性的特点,对其飞行动力学模型进行了理论建模与分析研究。应用动量理论建立了旋翼/机翼尾迹模型,分析了旋翼/机翼尾迹对鸭翼、平尾等气动部件的干扰特性,建立了直升机和转换飞行模式受旋翼/机翼尾迹干扰影响的动力学模型以及固定翼飞行模式的动力学模型。提出了各飞行模式的配平策略,使用Matlab工具箱函数简化了平衡特性计算和模型线性化过程,并进行了不同飞行模式、典型飞行状态的纵向运动稳定性分析。结果表明所建立的模型能够反映该类鸭式旋翼/机翼无人机各飞行模式的典型特性,并可用于飞行控制系统设计。     

冲压增程弹丸冷态气动阻力特性分析

以一冲压增程弹丸为例,在马赫数2.0到2.5的冷态飞行条件下,采用飞行试验结合流动仿真的手段,分析了作用在弹丸内、外表面的气动阻力分布.数值仿真所得阻力数据与飞行试验所得结果误差在6％以内.仿真分析结果表明:外部阻力在弹丸所受总的气动阻力中占有支配地位,约为总的气动阻力的95％;作用在弹丸上的气动阻力中,压力阻力远远大于摩擦阻力,约占总阻力中的85％;弹丸所受外部气动阻力中,压力阻力约占90％.冷态飞行试验所得气动阻力数据可以直接作为冲压发动机推力设计的依据;冲压增程弹丸减阻设计的重点在于减小进气道外罩和前弹体在来流方向上的投影面积.     

航天器天文导航模糊自适应卡尔曼滤波研究

星光折射间接敏感地平的自主天文导航方法能够获得很高的导航精度,但由于大气密度模型时空分辨率不高,这种方法所敏感的地平有可能出现较大的瞬时误差,从而导致导航滤波器精度降低,有时甚至发散.为了解决这一问题,提出将模糊推理系统应用于自主天文导航,研究基于Unscented卡尔曼滤波的模糊自适应算法,使导航滤波器在观测值异常时具有一定的自适应能力.计算机仿真结果验证了该方法的有效性.      

一种基于ECN概率标记的流量控制算法

提出了一种基于用户效用函数的网络流量模型,把网络拥塞控制问题转化为求解网络流量模型的最优化问题,并且给出了求最优解的对偶梯度投影算法.算法的核心思想是:源选择传输速率使得它的网络利益最大,而链路调整拥塞价格来适应源的决定.为了在IP网络中实现此算法,在路由器中以概率标记显式拥塞指示ECN(Explicit Congestion Notification)中的拥塞预警CE(Congestion Experienced)比特来传输网络拥塞信息,使用IP分组头中的生命域TTL(Time-To-Live)估计分组传输路径中链路的位置信息.通过计算机模拟验证了算法的收敛性和准确性.