一种涡轮发动机加速控制规律设计的新方法

 提出了一种涡喷、涡扇发动机加速控制规律快速设计的新方法：在发动机稳态特性计算模型的基础上,通过额外增加转子提取功率,使得发动机稳态工作点（线）靠近喘振边界,在同时考虑燃烧室富油熄火边界、涡轮进口总温限制以及压气机喘振裕度限制的条件下,利用适当的控制规律描述形式并结合发动机工程研制中的经验,能够快速而准确地获得涡喷、涡扇发动机加速控制规律。对某型涡喷发动机加速控制规律的改进的计算结果表明,提出的加速控制规律的设计方法准确而有效。     

跨声速机翼抖振初始迎角N-S方程定常计算分析

 应用代数法和椭圆型方程优化相结合的方法生成翼身组合体块结构网格。采用有限体积空间离散法和五步Runge-Kutta显式时间推进法求解N-S方程。基于雷诺平均N-S（RANS）方程,选用Spalart-Allmaras（SA）一方程模型模拟紊流。根据N-S方程定常计算结果,采用升力曲线、俯仰力矩曲线、后缘压力发散、跨声速激波位置以及机翼表面极限流线等几种判据,对跨声速机翼的抖振初始迎角进行了合理的预测分析。     

准一维可压缩瞬变管流的有限体积模型(Ⅱ)管壁温度场的有限体积模型

在流场模型的基础上,通过对圆柱坐标系下轴对称管道壁面划分的二维有限体积网格,建立了一种计算管壁瞬变传热的有限体积模型,可处理对流换热和辐射换热两种边界情况,可处理具有包覆层或真空夹层结构的变物性管壁传热.温度场模型是流场建模思想的自然延伸,对二者的组合运用即为所发展的可仿真准一维可压缩流管内瞬变流动的有限体积模型,一方面,在流场仿真的体系内发展了传热计算的部分并最终扩展成为统一的流动/传热仿真体系,另一方面,结合阀芯节流模型,从此模型出发可推导出管路系统常见元件的流场和温度场模型.对某发动机试验台液氧贮箱增压系统的建模与仿真表明,提出的模型体系具有很好的适用范围和良好的仿真精度.      

导弹蒙皮红外辐射特性的数值计算与分析

采用逆向蒙特卡罗(RMC)计算方法,在给定的飞行状态下分别计算出亚声速与超声速导弹蒙皮辐射源在不同方位角的2～μm、8～14 μm波段红外光谱辐射强度及强度场分布.结果表明:对亚声速导弹,相对于8～14 μm,其2～μm的辐射可忽略不计;对超声速导弹,相对于2～μm,其8～14 μm的辐射只有0%左右,但其绝对值较大而不可忽略不计.导弹的红外辐射在0°～90°探测位置内增加,在90°～180°内减小.大气对低空亚声速导弹辐射衰减作用强,对高空超声速导弹辐射衰减作用弱.超声速导弹的最大辐射强度是亚声速的18倍.      

离散光谱分辨率对喷流红外特性FVM计算的影响

建立了辐射传递方程(RTE)的有限元体积法(FVM)计算模型,研究了离散光谱分辨率对FVM计算精度的影响,提出了离散光谱分辨率无关解的概念,并编制了相应的FORTRAN源程序,结合大气飞行发动机标准算例进行了一系列计算和比较.结果表明;在给定的红外光谱域中,随着离散光谱的分辨率的提高,计算出的方向光谱辐射强度渐渐趋向于同一个值.在航空发动机喷流2～5μm红外光谱区间中,当划分150个以上等间隔光谱微元后,FVM可以保证达到离散光谱分辨率无关解.      

基于改进的二维Otsu法的图像分割法

针对Otsu阈值法仅适合图像目标和背景分布呈正态分布且各像素量和方差基本相当的不足,提出了一种基于二维Otsu的改进算法,实验结果表明,该算法比传统Otsu阈值法能够获得较好的分割效果.     

偏转弹头导弹的动力学建模方法研究

 偏转弹头是一种新的导弹操纵方式,动力学建模是对其研究的基础。偏转弹头导弹可以看成由弹头和弹体组成的多体系统,应用多体建模方法Schiehlen法建立系统的动力学模型。首先把弹头和弹体的运动状态用广义坐标表示,弹头的绝对运动由相对运动原理得到,根据牛顿 欧拉动力学方程分别写出弹头和弹体的质心移动方程和绕质心的转动方程,再运用达朗伯原理的理想约束性质消去方程中包含的约束力,同时方程的数目也减少到与系统的自由度数相同,从而得到维数与系统自由度数相同的二阶标量微分方程组。最后仿真验证模型,并分析得到偏转弹头导弹的一些特点,即偏转弹头导弹具有控制效率高,机动过载大,响应速度快等优点,是一种有效的快速响应控制方式。研究表明对于像偏转弹头导弹这类刚体数目少、但自由度数目较多的多体系统,其动力学建模适合使用Schiehlen法。     

绕月微卫星精确撞月轨道设计

为实现约束条件下的精准可控撞月,提出了基于Lambert问题的精确撞月轨道设计方法。通过求解Lambert问题,可得到撞月轨道轨控时刻的速度脉冲初值解,然后通过打靶法迭代得到撞月轨道的精确解。以"龙江二号"微卫星轨道为例,对撞月点经纬度的覆盖性,以及燃料约束下同一撞月点可行的轨控弧段进行全面分析。最后,通过月球南极水冰探测的撞月轨道设计案例,以验证本文提出的轨道设计方法的有效性。     

基于雷达散射截面约束的气动优化设计

采用拉格朗日乘子法优化设计了雷达散射截面约束条件下的锥形融合气动外形.拉格朗日乘子法中的极小化问题采用动态演化的优化设计方法求解.该方法是一种基于非定常演化的优化设计方法,即在求解非定常流动支配方程的时候同时履行优化过程,较其它基于定常解的优化方法具有高得多的计算效率.其中的雷达散射截面通过求解非结构的笛卡儿网格上的时域麦克斯韦方程来得到,而升阻比则通过求解锥形流方程来计算.通过优化设计,得到了M∞=8.0时,升阻比为4.98,雷达散射截面只有1.66m2的锥形融合气动外形.     

内乘波式进气道内收缩基本流场研究

内收缩基本流场的设计直接决定了内乘波式进气道最终性能.编制二维轴对称特征线法程序,实现了来流马赫数6条件下的内收缩锥基本流场计算.提出以两道曲激波将内收缩锥流场划分为三个区域,反射激波与基本流场的交点所在平面流量平均参数作为内收缩锥基本流场的性能评价参数.分析发现,内收缩锥基本流场流动特征与平面二维流动和外锥流动存在显著不同,该类流场流动损失与二维平面流动相当,但压缩能力强.内锥角、中心体半径比两个几何参数对流场性能的影响具有相似规律,给出了相应表达式,从而为内乘波式进气道的设计提供了依据.