基于可满足性问题求解器的星上FPGA永久损伤容错技术研究

现代卫星广泛使用的FPGA在空间高能粒子的影响下,会产生门电路的永久性损伤。而传统的三模冗余等容错方法不但成倍增加了系统硬件开销,还存在因冗余器件耗尽而失效的风险。因此,提出一种利用FPGA自身冗余资源,修复永久性损伤的容错方案。该方案通过建立FPGA内部资源的功能模型,将容错问题转化为数学上的可满足性问题。并且利用经过改进的GSAT算法对该问题求解,可以获得在功能上与损伤前完全相同的电路结构,及其所对应的FPGA配置文件。将该文件重新下载到FPGA中,可以屏蔽损伤带来的影响,从而达到利用FPGA自身冗余资源容错的目的。通过实验和分析可以看出,本文方案具有对损伤修复成功率高、计算量小和需要内存空间少的特点,因此符合星上计算能力和硬件资源十分有限的实际情况。     

航行器低速斜入水运动规律

针对介质跨越航行器控制困难的问题,提出一种空中控制水下非控的单一控制策略;为了分析航行器非控状态下斜入水运动的规律,构建了航行器低速入水动力学模型,并分别使用数值仿真方法和理论模型求解方法进行同一条件下的航行体入水运动仿真,通过对2种方法的仿真结果对比验证本文所构建航行体斜入水动力学模型的正确性。利用构建的入水动力学模型,分别对不同初始速度、角度、攻角条件下的入水过程进行了运动状态仿真并分析,得出了航行体在入水运动过程中的姿态位置变化规律。此入水规律将指导介质跨越航行器后续的水下航行、进而出水的一系列研究。      

高黏度新型功能材料黏性系数的参数辨识

高黏度氧化硅复合材料是目前国内综合性能较好的一种新型功能材料,高温黏性系数是其重要的性能表征参数,本文利用烧蚀求解的反问题原理,应用灵敏度法,推导出了确定黏性系数参数的灵敏度方程,并给出这种高黏度功能材料的黏性系数,利用计算的黏性系数得到的烧蚀速率的计算结果与试验结果是相符的.     

基于非结构网格求解器的CHN-T1标模气动特性计算研究

高可信度计算流体力学(CFD)技术在大型运输机精细化气动设计中发挥着越来越重要的作用。虽然目前基于RANS方程的数值模拟技术已经应用于大型运输机复杂外形的气动性能计算与分析中,但其可信度仍需进一步确认。针对AeCW-1组委会发布的CHN-T1运输机标模,采用基于RANS方程的非结构网格求解器TNS进行了气动性能计算,并与组委会提供的风洞试验结果进行了对比。此外,还研究了网格量和湍流模型等因素对巡航气动特性计算结果的影响,以及支撑干扰和静气弹变形对跨声速抖振特性的影响。结果表明,TNS预测的巡航升阻比及跨声速抖振特性等气动性能与试验值吻合良好,计算结果完全位于试验值误差带内,验证了所采用的非结构网格求解器在大型运输机复杂外形气动力预测中的可靠性。     

状态变量模型建立方法

为了克服小扰动方法精度不高、稳态终值响应法动态过程不一致以及传统拟合法的随着维数增加精度下降和拟合时间长等缺点,综合了3种算法（小扰动法、稳态终值响应法和传统拟合法）的优点,设计了基于变尺度法的混合求解方法建立了航空发动机状态变量线性模型。仿真结果表明：建立的航空发动机状态变量线性模型与非线性部件级模型在动态过程响应中吻合良好,而且具有较高的稳态精度,能够保证航空发动机最终稳定值的一致性。     

考虑冷气掺混的涡轮气动性能数值研究

采用数值求解雷诺平均N-S方程的方法,数值模拟了带冷气掺混的涡轮内部全三维黏性流场,研究了冷气掺混对涡轮流动损失和气动性能的影响。数值计算结果表明,对于具有单排孔冷气入射的气膜冷却情况,当入射角是30°时,随着冷气流量增加,流动损失减小;而对于多排气膜孔冷气入射,各排气膜孔冷气之间的干扰是引起流动损失的主要原因,对不同位置冷气流量的优化选择,可以明显减小前后排冷气的掺混损失。为了降低冷气掺混的流动损失,基于数值实验的结果,本文首次引入了叶片表面气膜孔沿径向交错排列结构。     

基于各向异性非结构网格的超声速流动自适应计算

基于各向异性非结构网格,实现了自适应求解技术,将其应用于超声速楔形体绕流及超声速横向喷流问题的计算研究,对各向异性网格自适应计算过程的收敛性和求解精度进行了对比分析,展示了各向异性网格自适应算法在降低问题求解规模。提高各向异性流场分辨率等方面的优势及存在的问题。超声速楔形体无粘绕流场的自适应计算,清晰地捕捉到了激波附近的流场信息,激波前后的马赫数、压力、密度。温度等物理量与理论分析解吻合很好。超声速横向喷流流场存在激波、分离涡、边界层等流场结构的相互干扰。计算研究表明,单纯基于Hes-sian度量张量的各向异性网格生成及自适应算法不能有效模拟边界层内的流动情况,是将来需要进一步开展的研究挑战。     

惯性释放在飞行器静气动弹性仿真中的应用

介绍了惯性释放理论以及基于CFD/CSD耦合的静气动弹性计算方法,比较了静气动弹性计算中的三种系统载荷平衡方法。三种方法的计算结果分析表明,在气动弹性计算中应用惯性释放方法能够降低施加模型约束的难度,提高模型描述的准确性及仿真计算精度。     

一种用于仿生导航无人机航姿求解的混合滤波方法

针对现有组合导航系统易被干扰欺骗以及姿态求解精度不足的问题,设计了惯性测量单元(IMU)与偏振光传感器组成的航姿参考系统(AHRS)。同时,考虑到传统的姿态求解方法精度不高,提出了一种用于仿生导航无人机航姿求解的混合滤波方法。将Mahony滤波后的姿态值作为系统观测量,再结合扩展卡尔曼滤波(EKF)实现传感器数据的深层融合,以获得高精度的姿态角信息。实验结果表明：在静态环境下采用混合滤波方法求解的姿态值能有效滤除偏振光传感器和加速度计内部噪声干扰,其稳定性明显优于两种方法各自求解时的情况;在动态实验中该方法能有效抑制单独采用Mahony滤波时存在的超调问题,表现出更高的动态解算精度,从而为偏振光组合导航系统提供了更精确的姿态估计信息。     

单转子风扇的三维反问题气动设计

采用准三维流函数反问题设计方法与三维 N-S求解方法的相互迭代对单转子风扇进行气动设计。在叶片初步计算中得到叶栅进出口气流角沿径向分布 ,并将它作为本文的目标函数。采用准三维反问题求解方法 ,依次构造出各个 S1流面上的叶片几何形状和气流角分布。然后再采用 N-S方程的求解方法 ,对叶片进行全三维流场的数值计算。通过 N-S方程计算结果与目标函数的对比 ,重新修正叶片出口气流角分布 ,并作为下一次反问题设计的目标函数。经过反问题与 N-S方程求解的反复迭代 ,最终得到满足设计要求的叶型。