星敏感器在轨光行差修正方法研究

星敏感器作为目前航天器中最重要的姿态测量敏感器,其精度直接影响航天器姿态测量精度,因此对其误差源进行分析和修正则尤为重要。提出了一种星敏感器在轨光行差修正方法,根据光行差产生的原理和特点,将星敏感器沿探测器X和Y方向产生的光行差误差角巧妙地转换为光行差误差四元数,并直接对输出四元数进行修正,从而为修正星敏感器光行差提供了一种方便简洁的方法。     

基于简化射线模型的剪切层相位修正方法

给出了基于简化射线模型的三维有限厚度风洞剪切层相位修正方法,利用数值模拟结果对该方法的物理依据进行了解释,并将其与传统的Amiet方法和平均马赫数法进行了对比研究,通过风洞试验对简化射线法的有效性进行了验证,最后给出了简化射线法对空间弯曲的剪切层的相位修正方法。结果表明:在来流马赫数小于等于0.3、测量角在40°~140°的范围内,当声源和传声器在同一个平面内时,对于风洞剪切层引起声波相位畸变修正,简化射线法、平均马赫数法和Amiet方法之间没有明显的差别,三种方法之间的相对误差小于1%。      

大飞机布局模型跨声速风洞实验尾支撑干扰研究

对某大飞机布局风洞实验尾支撑干扰开展了数值模拟和实验研究,发展的数值方法计算结果与风洞实验结果有很好的一致性。对于类似构型的飞机,在迎角-2°～6°范围,可认为尾支撑干扰量随迎角呈线性变化,采用前位叶片支撑作为辅助支撑带来的二次干扰量可以忽略,新型双天平辅助支撑系统试验进一步验证了这一结果;尾支撑对机身、尾翼、机翼等部件的绕流都有影响,干扰量随构型而变,对阻力、力矩影响较大,且随Ma数变化,因此不同构型实验数据需要单独修正。所发展的带风洞支撑系统的数值模拟软件能够满足工程应用要求,可用于支撑干扰修正研究以及风洞实验支撑系统优化设计。     

阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法

 动力学相似的缩比模型试验中,阻尼往往难以保证相似,使得缩比模型的动响应测试数据难以直接换算到结构原型上,因此提出一种阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法来解决这一问题。该修正方法假定缩比模型的阻尼可用比例阻尼模型近似表征,并直接从实际缩比模型与理想缩比模型的一般强迫振动响应计算方程出发,利用线性系统的叠加原理和模态叠加法,将动响应修正量的求解转换为理想模型在一个等效附加激励力作用下的时域响应求解。同时,针对实际工程中响应测点数目有限的问题,利用模态缩聚法进行了未测量点的响应反演。该修正方法仅需已知结构原型和实际缩比模型的模态阻尼比,以及准确建立的实际缩比模型的质量矩阵和刚度矩阵,即可实现实际缩比模型在任意激励工况下的测试动响应修正。以某型飞机的翼梁缩比模型为研究对象,对所提出的响应修正方法进行了验证。试验和计算结果对比分析表明,修正后的响应功率谱密度(PSD)和响应的均方根(RMS)值与理想模型基本一致,表明了本文方法的可行性和有效性。     

轮盘端面齿连接的周向拉杆转子刚度研究

针对轮盘端面齿连接的周向拉杆转子模型,理论分析得到转子各组成部分刚度计算方法.应用商业有限元软件ANSYS,基于三维有限元非线性接触算法计算预紧力下轮盘端面齿连接段的弯曲刚度和扭转刚度,得到刚度修正系数和刚度无量纲系数.分析周向拉杆刚度和轮盘刚度的关系,提出拉杆刚度比例系数.计算结果表明:刚度系数无量纲系数小于1时,刚度修正系数保持不变;刚度无量纲系数大于1时,此时预紧力不足,齿面发生滑移,刚度修正系数会突然降低,拉杆弯曲刚度比例系数会增加.刚度无量纲系数具有明确的物理意义,可为带端面齿的燃气轮机转子设计和故障诊断提供参考.      

槽道湍流的法向与展向电磁力壁面减阻

法向与展向电磁力可以有效调制湍流近壁流动及减少壁面摩擦阻力.为进一步揭示该方法的减阻机理,利用Fourier-Chebyshev谱方法,通过直接数值模拟(DNS),对槽道湍流的法向与展向电磁力控制和减阻问题进行了研究.结果表明,对于确定的流向波长λx+,存在最佳的电磁力强度St,使阻力降最大,最佳St与λx+成反比.法向与展向电磁力对湍流的控制过程实质上是一种由电磁力诱导的调制波对壁湍流的调制过程.在优化参数控制下,当法向与展向电磁力诱导的流场被用来调制固有的近壁湍流流场时,固有流场和诱导流场同时受到调制.在这种调制波作用下,调制流场逐渐主宰壁面边界层,这导致了壁面阻力的下降,平均减阻率最高可达8％.     

涡轴发动机高空台模拟偏差影响的性能修正方法

针对涡轴发动机高空台试验因模拟偏差带来的性能差异问题,通过某涡轴发动机数值仿真计算和试验研究,提出了用相似换算和小偏差分析相结合的试验性能修正方法.研究结果表明:发动机输出功率和耗油率的差异从只采用相似换算时的3.0%左右下降到1.0%左右,模拟偏差对性能的影响采用此修正方法是合理可行的.      

基于改进容积卡尔曼滤波的奇异避免姿态估计

 利用矢量进行卫星姿态估计可以归结为非线性滤波问题。为了提高卫星姿态估计的精度,利用龙贝格-马尔塔(LM)迭代算法改进了容积卡尔曼滤波(CKF)。继而,提出改进容积卡尔曼滤波与四元数结合的容积四元数估计器(CQE),有效地避免了卫星大角度机动出现的奇异现象。进一步,给出了一种与影子修正罗德里格参数切换的容积修正罗德里格参数估计器(CME)。仿真对比表明,初始误差较大时容积修正罗德里格参数估计器具有更好的收敛速度和鲁棒性。     

旋翼翼型气动设计与验证方法

为满足我国直升机研发对自主旋翼翼型的迫切需求,开展了旋翼翼型气动优化设计与验证方法研究.发展了旋翼翼型指标分析与给定方法,给出了我国直升机旋翼翼型谱系规划设想,以进化多目标算法为基础结合PCA算法建立了旋翼翼型多点/多目标优化设计方法,突破了旋翼翼型气动特性精准测量风洞试验技术.利用所建立的方法对典型厚度翼型进行了优化设计并开展了风洞试验验证,计算评估与试验验证均表明自主设计翼型综合性能较国外参考翼型有一定提升.在此基础上,进一步构建了旋翼性能理论计算与试验验证综合评估方法,两种方式得到的旋翼主要性能数据偏差小于5％,表明该方法具有较高的可靠性.评估结果显示,基于设计翼型的旋翼模型气动性能较基于参考翼型的旋翼模型提升了3％.     

2.5维编织树脂基复合材料平板多尺度动力学模型修正

在2.5维编织树脂基复合材料多尺度固有振动分析的基础上,开展基于实测结构模态数据的复合材料平板动力学模型修正研究,以获取精准反映其动力学特性的模型。首先,建立复合材料平板固有频率对弹性参数的灵敏度分析方法,分析了平板固有振动特性的主要影响因素;其次,建立基于灵敏度分析的复合材料多尺度动力学模型修正方法,形成了基于MSC.NASTRAN平台的模型修正程序。最后,利用实测结构模态测试数据,实现对复合材料平板动力学模型的修正。结果表明,对关键弹性参数进行修正后,不同边界条件和纱线走向的复合材料平板试验件固有频率实测数据与仿真数据的最大误差由10.44%下降至2.39%,相关性得到了大幅改善。此外,所提出的自由模态测试方案结合动力学模型修正方法,为复合材料等效弹性参数的试验辨识提供了新的技术途径。