翼身组合体摇滚特性高速试验研究

简要介绍了翼身组合体高速风洞自由摇滚实验技术的实验装置、实验方法、数据采集等.开展了翼身组合体大迎角下的摇滚特性研究,给出了典型的结果,研究结果表明随着模型迎角的增加,翼身组合体呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、准极限环摇滚等.所研究的参数范围内后掠角对摇滚有较大影响,随着模型迎角的增加摇滚振幅呈现抛物线,马赫数的增加对最大摇滚振幅起抑制作用.     

虚拟扩展成像在大视场姿态角测量中的应用

对基于光电准直和针孔成像原理的姿态角测量系统,提出一种虚拟扩展成像面技术,对图像传感器成像面进行复用,虚拟扩大系统的测量视场.基于反射不对称的针孔光阑设计,实现一种光斑模式识别方法,对光斑质心和正反射模式进行识别,并进行虚拟成像面坐标扩展.通过计算机仿真,对识别结果进行了分析验证,表明这种方法对各种光斑模式都能准确识别,成倍扩大了测量视场.      

80°/65°双三角翼模型大迎角气动特性风洞实验研究

在气动中心低速所φ3.2m风洞综合运用测力、测压、烟流和PIV流场测量等手段对80°/65°双三角翼模型大迎角气动特性、压力分布及空间流场结构演化规律进行了研究.试验雷诺数为0.49~1.3(×106),迎角为0°~60°.研究结果表明:不同实验手段获得的研究结果之间具有较好的相关性,该双三角翼在迎角30°时升力系数出现最大值,在迎角30°~37°之间,升力系数变化不大,之后升力系数急剧下降;迎角超过30°,前缘涡出现破裂,迎角由38°增至40°,吸力峰消失,压力系数骤降,迎角超过40°吸力峰完全消失,前缘涡完全破裂.     

高性能飞机发展对控制理论的挑战

根据笔者30余年来飞行试验研究的实践,从实际飞行的角度简要综述了影响飞行安全的大迎角过失速机动、超低空重载空投、飞行器突发故障和无人机控制方法研究。描述了操纵稳定性飞行试验获取飞机模型的手段和通常飞行控制器设计对模型的近似,给出了8个飞行鲁棒控制的研究问题;对超低空重载空投控制方法进行了描述,并给出了飞行器出现故障时突变模型和容错控制方法;同时,描述了测量对飞行控制特别是对保障无人机飞行安全的重要性,指出了飞行控制方法研究存在的部分问题,并建议有关高校研究单位从稳定性很好的四旋翼转向固定翼或单旋翼战术无人机等高层次研究。     

压气机二维动叶栅非定常流场的大涡模拟

对压气机二维动叶栅,采用单通道和多通道计算模型进行了大涡模拟(LES),研究了节流过程中内部流场的非定常波动特征,分析了旋涡结构和波动频率的变化规律.结果表明:大流量工况时,前缘绕流和叶片吸力面分离产生的两种非定常波动共存,波动频率随压气机节流基本保持不变,此时吸力面分离表现为小尺度旋涡结构;近失速工况时,吸力面发生大尺度的流动分离,波动频率明显下降,低于叶片通过频率.      

基于石墨烯膜的光纤Fabry-Perot腔干涉特性分析

针对以新型材料石墨烯为膜片的光纤法珀压力传感器,应用圆薄膜大挠度弹性理论,利用有限元法分析了均布载荷下石墨烯膜的挠度形变;并基于Fabry-Perot干涉仪原理,建立了光纤Fabry-Perot腔压力传感的数学模型.根据石墨烯膜折射率特性,分析了层数、入射光角度等参数对石墨烯膜反射率的影响,获取了腔长损耗以及薄膜挠度形变导致腔长变化而引起的干涉光谱变化规律.仿真结果表明,增加薄膜层数可提高反射率、改善干涉性能;但随着载荷增加,其对挠度形变的影响表现为反向递减效应.8层石墨烯薄膜可获得0.715%的反射率,且当腔长为40μm时,直径25μm薄膜的理论压力灵敏度约为10nm/kPa.这为基于多层石墨烯的膜片式光纤压力传感器的设计提供了理论依据.      

联合发射公司的新一代火箭

<正>2014年乌克兰危机,对美国航天工业也造成了巨大的冲击。美国在参议院麦凯恩推动下,要求研制国产的大推力碳氢燃料发动机取代俄罗斯进口的RD-180发动机,以摆脱现有"宇宙神"5火箭对俄罗斯发动机的依赖。经过几个月的讨论,加上联合发射联盟(ULA)面对太空探索技术公司(Space X)越来越强的竞争压力,最终产生了"宇宙神"5火箭的换代型号,2014年9月ULA非正式公开了新一代模块化火箭NGLS的消息。     

基于干扰估计的航天器大角度姿态机动鲁棒次优控制

针对存在系统参数不确定与外界干扰的航天器大角度姿态机动问题,提出一种基于干扰估计的鲁棒次优控制方法。该方法通过引入总干扰的概念,将不确定参数与外界干扰对系统的影响统一为各控制通道总干扰,而后采用非线性干扰观测器实现对系统总干扰的估计;借鉴状态相关的黎卡提方程（SDRE）方法,将系统模型改写为状态相关的线性形式,并采用近似方法实现基于干扰估计的次优控制参数的在线求解。通过对航天器大角度姿态机动问题的仿真分析,校验所提方法不仅较传统SDRE方法计算效率更高,而且较大程度上提高系统对参数偏差与外界干扰的鲁棒性能。     

柔性飞机大变形状态飞行载荷分析

飞行载荷分析中综合考虑了结构大变形的几何非线性效应以及曲面气动力效应.飞机结构由相互连接的可以表征任意变形的几何非线性欧拉梁表示,升力面由展向以及弦向分布的涡环网格表示.计算时通过曲面网格动态跟踪结构的变形不断修改气动力影响系数矩阵,反复迭代求解气动力和结构变形直至结构变形收敛.给出了风洞试验机翼模型以及无约束定常平飞模型算例.计算结果表明:在小变形阶段该方法与线性计算方法的结果基本一致,非线性效应不明显;大变形阶段由于曲面气动力的非线性效应,计算结果与线性方法的有显著差别.分析表明该方法在大变形阶段的计算结果比线性结果更为合理,数值计算时间短,适合于工程快速分析.