基于膨胀度可控的 SERN 设计及试验验证简

 单边膨胀喷管（SERN）是超燃冲压发动机的关键部件,由于其几何非对称,在发动机点火/熄火瞬间,SERN会产生较大的冷热态俯仰力矩差,影响飞行器的稳定性。现有解决方法主要是利用几何/气动调节方式,但都有不利影响。本文提出了基于膨胀度可控的SERN设计的新方法,将采用该方法得到的喷管模型B与基准喷管模型A进行了对比研究,并对模型B进行缩比冷流试验,试验与数值模拟结果吻合良好。研究结果表明：飞行马赫数为4.5时,模型B的推力系数比模型A仅仅下降了0.1%,而模型B比模型A的冷热态俯仰力矩差减小了80.49%;飞行马赫数为6.5时,模型B的推力系数比模型A不仅上升1.1%,同时模型B比模型A冷热态俯仰力矩差还下降12.73%,验证了设计思想的正确性,为提高SERN俯仰力矩性能提供了一种新的思路。     

收-扩喷管与飞行器后体的一体化气动优化设计

以轴对称收-扩喷管与飞行器后体的气动特性为研究对象,基于部分正交多项式的响应面法结合自编程序进行了三维流场的数值模拟.选取流量系数和推力系数为优化指标,选取收敛半角、喉道半径、扩张半角、底部面积和尾部收缩角为研究对象,在两种工况下进行了分析.通过响应面函数的构造及求解,结果表明:扩张半角和收敛半角对气动性能的影响程度约为90%;只考虑流量系数时,收敛半角、喉道半径和底部面积的影响程度约为85%;只考虑推力系数时,扩张半角的影响程度约为85%;只考虑H=0km,Ma=0工况时,扩张半角、收敛半角和喉道半径的影响程度达到90%以上;只考虑H=20km,Ma=2工况时,扩张半角和收敛半角的影响程度达到85%以上.     

卫星编队的多冲量轨道机动路径规划方法

基于多冲量轨道机动控制,研究应用微小推力发动机来实现卫星编队轨道机动控制的方法。首先简单介绍轨道机动控制的多冲量次优解的求解方法,并把此方法的改进算法应用于卫星编队的整体轨道机动控制;为降低单次冲量值,应用小推力发动机实现轨道机动,提出了卫星编队多冲量轨道机动的路径规划方法,这种方法把一个多冲量轨道机动过程分成多个来实现;最后,数值仿真结果表明:该方法简便、实用,可以解决单次冲量值过大而不易实现的问题,同时对于轨道摄动因素的影响具有鲁棒性。     

推力矢量飞机自适应控制系统仿真平台研究

研究了具有自修复功能的推力矢量飞机自适应控制系统的结构功能特点,研究了RHO优化控制算法实现在线控制器设计,利用MSLS辨识算法实现在线飞行参数辨识和等价空间算法、传感器信息融合技术和概率统计理论实现FDI算法。并且根据系统各个部分的算法,采用面向对象技术语言VC 6.0和三维图形语言OpenGL开发了仿真平台,利用仿真平台实时演示了飞机存在舵面故障情况下的飞行控制系统运行仿真,解决了飞机飞行过程中存在舵面损伤和气动参数变化的问题,该仿真平台可以根据需求进行飞机故障加载,具备完备的推力矢量飞机自适应控制系统仿真功能。     

基于Backstepping控制理论的非线性飞控系统和超机动研究

介绍了一种基于backstepping理论的非线性飞机控制方法。基于backstepping理论的飞控系统不需要反馈线性化理论在飞机控制系统应用中通常所需要的时标分离假设,能够更加真实的反映飞机动态本质。本文将此方法应用在推力矢量飞机非线性控制中,并进行了大迎角过失速超机动研究,结果表明基于backstepping理论的非线性飞控系统是正确和有效的。     

涡轮燃烧技术在涡扇航空发动机上的应用分析

分析了采用涡轮燃烧技术后的涡扇航空发动机的性能。分析结果表明:采用了涡轮燃烧技术以后,航空发动机的效率、推重比都得到了较大的提高。同时分析了采用涡轮燃烧的两种技术方案:一种是在静叶片间安装喷嘴,属于多级燃烧技术;一种是将整个涡轮作为一个大燃烧室,类似于高温空气燃烧技术。     

小型气氢气氧火箭发动机试验系统设计研究

根据小型气氢气氧火箭发动机试验工况的要求设计完成1 000 N级的气氢气氧火箭发动机试验系统.介绍了供气系统的设计过程,详细讨论了气氢气氧流量与管径的选取过程,完成了比对式推力测量装置和计算机测量与控制系统的设计,并进行系统标定及冷流验证试验.该试验系统能在不同工况下开展小型火箭发动机冷热试验研究,同时实现远程计算机监控,具有较高精度.      

综合火/飞/推控制系统试飞技术模拟研究

火/飞/推综合控制是适应未来作战飞机的需求而发展起来的新技术。为了研究适应这种新技术的试飞和数据处理方法,开发了火/飞/推综合控制模拟试验系统和战效评估软件系统。通过模拟飞行试验,评估了该系统的作战效能,结果表明,火/飞/推综合控制自动攻击优于人工操纵攻击。     

二元高超声速进气道内部阻力特性分析与研究

以二元高超声速进气道为研究对象,以数值模拟为手段,详细分析了该进气道内壁面上的压差阻力、摩擦阻力、总阻力随飞行马赫数的变化。接着用流线跟踪得到该二元高超声速进气道的分流面,研究了作用在该分流面上的附加阻力随飞行马赫数的变化。为了更准确地评价该进气道的阻力特性,采用了进气道的推力效率和推阻比两个概念,并且探讨了它们随飞行马赫数的变化。最后,分析讨论了作用在该进气道捕获流管上的实际总阻力随飞行马赫数的变化。     

连续推力作用下卫星轨道的相对可达区域研究

在燃料一定的情况下,研究连续推力作用下卫星轨道的相对可达区域非常重要.通过对动力学模型的分析,将相对可达区域的计算转化为对最优控制问题的求解,通过对优化模型的分析,最终将最优控制问题的求解转化为对线性微分方程组的求解.给出了卫星轨道相对可达区域的确定方法,对不同燃料和时间限制情况下卫星的相对可达区域进行了计算、仿真和分...