非牛顿大滑滚比工况的斜齿轮热摩擦特性分析

考虑啮合过程中接触线长度及齿面载荷的时变性,结合沿接触线方向综合曲率半径及卷吸速度的瞬态特点,建立满足航空传动润滑剂非牛顿流体及大滑滚比工况的有限长线接触斜齿轮热弹流润滑(TEHL)模型。采用多重网格法及逐列扫描法,获得适用于宽泛工况范围的斜齿轮热弹流润滑完全数值解;分析非牛顿及大滑滚比情形下的斜齿轮传动热摩擦特性。结果表明:斜齿轮端部存在明显压力及温度尖峰,且离入口愈近膜厚会略减小;非牛顿特性对温度场影响显著,且接触线过节点时温度分布呈“V”型分布;摩擦因数沿啮合线方向在节点处接近于0且向两侧逐渐增大,同时随滑滚比的增大而增大。      

跨声速轴流压气机的失速发展机理

为了研究跨声速轴流压气机由近失速工况发展为失速工况的动态演化机理,对跨声速轴流压气机转子NASA Rotor 37进行了多通道全三维数值模拟,着重分析了激波及前缘溢流对失速发展的影响。结果显示:在峰值效率工况下,叶片通道内存在一道斜激波;在失速工况下,斜激波演化为脱体激波。泄漏涡通过脱体激波后发生破碎,破碎的泄漏涡在向通道下游发展的过程中,受逆压梯度的影响,在通道中部形成一个明显的涡结构。在失速工况初期,由于泄漏涡的自维持现象,前缘溢流现象随着叶顶阻塞区的周期性发展而间歇性出现;随着流量的降低,通道阻塞程度逐渐增加,会出现前缘溢流一直存在的现象,这一特性可以作为流场开始急剧恶化的标志。     

升浮一体飞行器总体参数设计方法

临近空间飞行器近年来得到了广泛的关注和研究。为克服传统飞艇和太阳能飞机尺寸大、抗风能力差的缺点,本文提出了一种升浮一体飞行器概念方案,并对其总体参数设计方法进行研究。以能量平衡分析为核心,建立了太阳能电池系统、燃料电池系统、推进系统等子系统的数学模型,给出了适合于该飞行器的总体参数设计方法,并对总体设计参数进行了研究。结果表明,升浮一体飞行器相对于传统飞艇,体积下降了53%,长度下降了22%,起飞重量下降了4%。相对于固定翼太阳能飞机,翼展下降了52%,机翼面积减小了56%,起飞重量下降了3.5%。该类飞行器总体参数对飞行速度非常敏感,飞行速度从30 m/s提高至40 m/s时,起飞重量增加约1倍,艇体体积增大77%。提高太阳能电池、燃料电池和螺旋桨效率可有效降低起飞重量,且升浮一体飞行器比传统飞艇对上述参数更敏感。     

基于NFTET的高超声速飞行器再入容错制导

针对以X-33为对象的三自由度高超声速飞行器,采用相邻可行轨迹存在定理(NFTET)设计了容错制导律以解决再入段执行器发生故障的轨迹重构问题。在标称情况下采用预测校正算法生成满足再入过程约束和终端约束要求的再入轨迹;当执行器发生故障时,飞行器气动参数、结构和舵面力矩都可能发生不可预测的变化,原先的轨迹不再满足制导要求,因此需要设计新型容错制导律。针对实际再入制导模型,基于NFTET设计容错制导算法对轨迹进行重构,得到满足故障情况下制导任务的可行轨迹。从仿真结果中可以看出,容错制导算法生成的新轨迹重新回到了约束范围之内,轨迹呈收敛趋势,使得高超声速飞行器从故障恢复到正常飞行状态,提高了飞行器的自主容错能力。     

扇翼飞行器的研究进展与应用前景

随着科学技术的迅猛发展,飞机无论在构型还是性能方面都获得了飞速发展,但是新原理飞机的研制却进展不大。扇翼飞行器是近期发展起来的低速大载荷新型飞行器,它是不同于现有固定翼、旋翼飞行器的新构型、新原理飞行器。而国内对于该飞行器的研究才刚刚起步,可参考的文献资料很少。因此,本文通过国内外扇翼飞行器发展状况的研究,对扇翼飞行器研究进展进行总结分析。首先介绍了扇翼飞行器的飞行原理;其次系统地回顾了扇翼飞行器的提出,并总结了其在国内外研究的进展情况;接着根据扇翼飞行器近期的发展动态,对该飞行器的应用前景作出分析;最后总结了扇翼飞行器发展中亟待解决的关键技术,以及其未来发展的难点和趋势。     

基于谐振舵面的跨声速抖振抑制探究

跨声速抖振引起的非定常脉动载荷会造成飞行器结构疲劳甚至引发飞行事故,所以跨声速抖振的控制研究逐渐成为航空领域的热点。采用基于Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型的非定常雷诺平均方程开展了基于谐振舵面的跨声速抖振抑制研究。首先验证静止NACA0012翼型的抖振边界和频率特性,然后分别从舵偏平衡位置、舵偏幅值、频率以及相角等角度研究了谐振舵面的控制效果。舵偏平衡位置等效于减小了翼型的有效迎角;幅值和频率对抖振抑制效果影响较大,当舵面振荡频率与抖振频率接近时发生共振现象;相角对控制效果有一定影响,在270°相角附近,升力系数幅值减小了60%。在合适的舵偏幅值、频率以及相角组合下,谐振舵面有可能成为跨声速抖振的有效开环控制策略。     

高空低气压下电晕放电电磁脉冲辐射特性模拟实验

为研究高空低气压下飞行器表面电晕放电电磁脉冲辐射特性,以尖端导体电晕放电为研究对象,进行了低气压下电晕放电电磁脉冲辐射特性模拟实验,给出了辐射电场幅值与气压的关系表达式,并基于气体放电和电磁场理论总结了电晕放电电磁脉冲辐射特性随电压极性、气压以及测试距离的变化规律。结果表明:电晕放电电磁脉冲辐射电场时域波形呈衰减振荡形式,持续时间约为600 ns,首脉冲方向随电压极性的不同而不同,且辐射电场分量主要集中在与放电针相同的极化方向;辐射电场频谱主要分布在500 MHz以内,在35 MHz和170 MHz处出现稳定的波峰;在气压为4~30 kPa范围内,随着气压的降低,放电电磁脉冲辐射电场增强;随着测试距离的增加,电晕放电电磁脉冲辐射电场逐渐衰减。该研究结论可为低气压下飞行器电晕放电电磁脉冲辐射特性研究提供有益参考。     

基于跟踪微分器的高超声速飞行器Backstepping控制

针对存在模型参数不确定和外部干扰的高超声速飞行器（HFV）跟踪控制问题,提出一种基于Backstepping方法的抗饱和非线性控制器。将飞行器纵向动力学模型分为速度子系统和航迹倾角子系统,然后针对每个子系统单独设计控制器。设计跟踪微分器获得信号的一阶导数,用以估计系统中的不确定干扰项和避免"微分项膨胀"问题。控制器设计过程考虑了控制量发生饱和的情况。基于Lyapunov理论证明了闭环系统信号的稳定性。与传统高超声速飞行器Backstepping方法相比,所设计的控制器采用待跟踪状态与理想控制指令之间的实际误差作为反馈量,放宽了对系统干扰项的限制,提高了控制器对控制增益变化的适应性,进而提高了闭环系统的跟踪控制性能。对比仿真结果验证了所设计方法的有效性。     

某支线飞机概念设计阶段机翼气动弹性设计

在飞机的总体方案概念设计阶段,需要对飞机机翼进行气动弹性设计,以避免在后期设计中,因气动弹性问题而对设计方案进行较大更改.以某支线飞机的总体方案论证为背景,研究并归纳该飞机概念设计阶段气动弹性设计与分析的理论基础和计算方法,建立机翼的梁架式模型,初步设计模型刚度与质量分布,并进行机翼的静气动弹性响应与载荷分析、振动特性及颤振特性分析.结果表明:该支线飞机机翼的气动弹性特性合理,符合设计要求.     

基于传输矩阵法的等离子体鞘套传输特性分析

引入分层模型传输矩阵法,分析高速临近空间飞行器等离子体鞘套传输特性.通过对典型飞行器模型进行纳维-斯托克斯方程组数值求解,仿真了等离子体鞘套的流场电子密度分布,分析了电磁波在等离子体鞘套内传输时的衰减常数,给出信号传输的反射系数和透射系数.基于传输矩阵法的仿真结果与理论分析结果和时域有限差分法仿真分析结果有良好的一致性,同时,该方法有效降低了计算复杂度,适用于任意电子密度分布和厚度的等离子体鞘套传输特性的数值求解.