Human factors quantification via boundary identification of flight performance margin

A systematic methodology including a computational pilot model and a pattern recognition method is presented to identify the boundary of the flight performance margin for quantifying the human factors. The pilot model is proposed to correlate a set of quantitative human factors which represent the attributes and characteristics of a group of pilots. Three information processing components which are influenced by human factors are modeled： information perception, decision making, and action execution. By treating the human factors as stochastic variables that follow appropriate probability density functions, the effects of human factors on flight performance can be investigated through Monte Carlo（MC） simulation. Kernel density estimation algorithm is selected to find and rank the influential human factors. Subsequently, human factors are quantified through identifying the boundary of the flight performance margin by the k-nearest neighbor（k-NN） classifier. Simulation-based analysis shows that flight performance can be dramatically improved with the quantitative human factors.     

基于IBVCM的二维非定常动边界数值模拟研究

主要研究了影响非定常动边界问题的一些基本参数并分析了其与推进力的关系。数值模拟采用格子波尔兹曼方法求解流场信息,并用浸入边界速度修正方法进行边界处速度的修正。研究对象为二维情况下摆动的鱼,影响推进力的参数有鱼体的形状、频率、波长、雷诺数。通过对各个参数的一系列模拟,得出其对推进力的不同影响关系。本文总共选取五种形状的鱼体,其运动模式为鱼体中线以行波的方式做横向摆动。最后,从涡的角度分析鱼的尾尖在不同位置时鱼体表面涡的分布情况,得到旋涡变化与鱼身运动的相互关系。通过研究发现,不同形状的鱼推进力不同,在高频、增大波长、增大雷诺数时,推进力增大。     

0.6m连续式跨声速风洞AV90-3轴流压缩机喘振边界测试研究

为了测试出AV90-3轴流压缩机在0.6m连续式跨声速风洞中的安全运行范围,采用减小进气体积流量测定喘振点的测试方法和测压力波动的喘振判别方法,准确测试出了AV90-3轴流压缩机的喘振边界线。得出了静叶角增大后,喘振边界线向右上方拉伸和增压、负压下的喘振边界线与常压时基本重合的试验结论。通过将进气体积流量和压比作为防喘振的控制参数,设置报警线和防喘振曲线,采取旁通回流的方法,有效预防了喘振发生。可为后续大型连续式风洞压缩机的喘振边界测定和防喘振控制提供依据和参考。     

后掠翼边界层横流不稳定转捩预测模型

通过对经典Falkner-Skan-Cooke三维边界层相似解的理论分析和数值求解,结合二维边界层转捩判据的思想,采用由试验数据标定的C1准则关系式求解横流不稳定转捩位移厚度雷诺数,建立了针对固定前缘后掠角机翼的横流转捩判据,并且通过方程求解和数据拟合得到了该转捩判据的数学结果.应用该模型对30°前缘后掠角的ONERA-M6机翼和45°前缘后掠角的NLF(2)-0415无限展长机翼进行了横流不稳定转捩数值模拟.模拟结果显示:改进后的转捩模型预测所得到的转捩位置精度较高,均与后掠翼横流试验数据吻合较好,从而证明了构建的横流不稳定转捩判据的合理性和实用性.      

某三级低压风扇不同工况叶尖间隙的变化规律及气动影响

通过模型分析结合数值模拟,对某三级低压风扇不同工况叶尖间隙变化规律及其对风扇气动性能的影响展开研究.根据叶尖间隙预估模型计算发现,三级低压风扇叶尖间隙变化具有主要与转速相关,同一转速下从堵塞点到近失速点叶尖间隙的变化并不大的特点.针对这一特征,提出了评估叶尖间隙变化对稳定裕度影响的方案.通过对使用冷态装配间隙和模型预估运行间隙分别进行全工况特性线数值仿真,结果发现:转速越大,叶尖间隙变化导致的影响也增大.在该三级低压风扇100%设计转速,叶尖间隙变化会带来0.5%进口流量、0.5%最大绝热效率以及5%稳定裕度的差异.      

临近空间动能拦截器制导控制算法研究

为了实现动能拦截直接碰撞目标,分析了反临近空间作战动能拦截器的工作特点和姿/轨控发动机的工作方式;借鉴零控脱靶量原理,设计了一种以轨控发动机开启时间为制导指令的制导律;考虑到拦截器捷联导引头没有稳定平台,设计了姿态控制律,利用姿控发动机实现拦截器的三轴稳定和目标跟踪。仿真结果表明,拦截器能够直接碰撞目标,验证了制导控制算法的有效性。     

基于边界涡量流的二维叶型优化建模与求解

针对二维叶片整体造型优化问题,提出一种基于边界涡量流的二维叶型优化模型,并对该模型进行求解。建立以含参数的Bezier曲线定义的二维叶型型线为边界、以边界涡量流正峰值的最小化为目标函数的优化模型,通过分析边界涡量流的生成机制,把叶型型线边界信息代入边界涡量流中,将边界涡量流用叶型型线参数和型线上的气动参数表示,进而获得新的目标函数表达式。该目标函数表达式可直接对叶型型线参数求导,仅使用简单的定步长梯度算法即可对优化模型求解。结果表明:优化后的叶型型线上的边界涡量流的正峰值显著降低。     

角加速度计在飞行器/水下航行器制导控制系统中的应用

介绍了角加速度计在飞行器/水下航行器制导控制的三个领域:制导控制一体化设计、抗未知瞬发干扰稳定控制、动力学系数辨识中的应用机理。角加速度计作为一种测量用传感器,能够在飞行器/水下航行器运动过程中直接采集俯仰、航向和滚动三个通道的飞行器/航行器本体的角加速度信息。通过对角加速度信息的获取及处理,分析飞行器/水下航行器质心运动与姿态运动的内在联系,同时将角加速度信息与惯性导航转置所采集的信息相互结合,便可以使得系统的动力学系数辨识和制导控制一体化设计成为可能;同时,由于角加速度信息在相位上超前于角速度反馈,因此引入角加速度信息的反馈可以提升飞行器/水下航行器抗未知瞬发干扰的能力。     

弹性支承黏弹性阻尼-航空发动机薄壁机匣动力学特性分析

面向航空发动机薄壁机匣部件黏弹性约束层阻尼减振分析的工程需求,开展黏弹性阻尼-机匣弹性支承边界模拟和结构动力学分析研究。将机匣进行力学简化为圆柱壳体模型,通过引入一系列人工弹簧,将圆柱壳边界载荷的转化为弹簧的弹性势能,实现了机匣任意边界支撑刚度的有效模拟。结果表明：增大边界刚度可以提高机匣的固有频率,机匣的阻尼特性对支承刚度的敏感性与固有频率相反。此外,在机匣工程设计过程中,可以通过加强支撑结构的环向和法向刚度,获得满意的结构动力学特性。     

碳黑对固体燃料冲压发动机旋流燃烧特性影响

为研究含碳黑推进剂对固体燃料冲压发动机(SFRJ)旋流燃烧特性的影响,以高密度聚乙烯和含碳黑聚乙烯为推进剂,使用直连式实验系统对冲压发动机进行了旋流和无旋工况的实验研究。并根据实验所获的数据进一步计算得到不同工况下SFRJ工作性能参数。结果表明与聚乙烯(PE)固体燃料相比,含5%碳黑的聚乙烯推进剂可以有效提高固体燃料的燃速、特征速度和推力。在旋流工况下,固体燃料冲压发动机补燃室压强和温度也相应提高,燃烧稳定性增强。同时,在对燃烧室构型进行实验研究时发现,固体燃料冲压发动机的燃烧稳定性和燃烧效率会随药柱内径的增大而提高,而发动机平均燃速则会随着药柱内径的增加而降低。