基于最小二乘法的磁力计误差补偿与校准

磁力计在行人自主导航系统中用于提供绝对航行信息,而航向的精度直接决定着系统定位的精度。针对目前磁力计标定方法中存在磁干扰等问题,提出了一种基于最小二乘法和"8"字校准法对磁力计零偏进行实时校准的方法。该方法先利用最小二乘法修正磁力计零偏,再根据磁力计的模值大小及方差作为磁干扰的判断条件,用"8"字旋转方式进行实时校准。通过仿真和实验验证,新的方法有效地解决了磁力计误差补偿问题,证明了改进误差补偿算法的可行性和有效性。     

结合次流控制的壁面鼓包对激波/边界层干扰的控制方法研究

为了对超声速、高超声速进气道内激波/边界层干扰现象进行有效控制,提出了一种结合次流控制的壁面鼓包控制激波/边界层干扰的方法,并对相关流动机理及参数影响规律进行了研究。结果表明:将次流控制与壁面鼓包相结合,利用鼓包前后存在的压差,将激波入射导致的分离区内的低能流引入鼓包下方的引流腔,在减少分离包内低能流的同时,促进分离包的再附着,有效地缩小了激波入射导致的边界层分离,改善了通道内的流动状态,降低了流动损失。同时,将引流腔中的气流从鼓包下游的吹气缝中喷出,对当地边界层起到了一定的能量补充效果,并避免了捕获流量的损失。相较于现有的壁面鼓包控制方案,结合次流控制后可以在较大激波入射范围内实现对激波/边界层干扰的控制,通道出口的总压恢复系数的最大改善幅度可以达到5%以上。此外,将引气缝布置在鼓包迎风面,并且当单条引气缝的宽度和间距固定不变,而引气缝总宽度和单条引气缝宽度之比不大于3时,可以获得较好的控制效果。     

基于点云数据的发动机管路最小间距计算方案

为检测整机发动机管路是否满足最小间距的设计要求,提出了一种基于点云数据的发动机管路最小间距计算方案,方案包含5个步骤:①从点云数据中划分出不同管路的数据;②基于管路点云数据的空间分布构造等间隔栅格,计算栅格中心点作为管路的趋势线数据;③在管路各趋势线数据点位置上构造垂直平面,将管路点云数据投影到最近的垂直平面上,获得各个垂直平面上呈圆弧状分布的投影点数据;④对各垂直平面上的投影点数据进行最小二乘圆拟合,得到拟合圆圆心及其半径值,将拟合圆圆心作为管路中心线数据;⑤采用遍历法计算两条管路中心线数据的最小间距,中心线最小间距分别减去两条管路的半径值则得到两条管路的表面最小间距。通过12条管路验证了方案的准确度。实验结果表明:管路最小间距偏差在-0.35~0.46mm之间,管路半径偏差在-0.08~0.22mm之间。该方案的实施有助于管路间距数字化检测的实现,且方案的计算结果具有较好的鲁棒性。      

共轴刚性双旋翼/机身干扰流场数值模拟

采用滑移网格技术求解Navier-Stokes (RANS)方程的方法,研究了共轴刚性双旋翼/机身的干扰问题。通过Caradonna-Tung旋翼、Robin直升机、Maryland直升机旋翼/机身干扰和Harrington 2共轴双旋翼等算例,验证了所提出的旋翼流场数值模拟方法的正确性。在此基础上,以Maryland机身为原型,分析了不同桨距的共轴刚性双旋翼与机身之间的干扰特性。结果表明:所提出的数值模拟方法能够很好地模拟共轴刚性双旋翼/机身的气动干扰特性;由于机身对于共轴刚性双旋翼下洗流场的阻滞作用,旋翼的悬停效率增加5%左右,并且随着拉力系数的增大使得悬停效率的增量更加明显;旋翼的悬停效率增加主要来源于下旋翼0°方位角附近的桨叶升力系数的增大,并且拉力系数的增量由桨根向桨尖方向逐渐减小。      

翼身融合布局飞机机体-发动机气动干扰效应

翼身融合（BWB）布局飞机是一种相对较新的飞行器概念,具有商业运输飞机的潜在用途。研究表明,翼身融合布局客机可获得比常规布局客机更好的性能。但是,由于各方面限制,BWB飞机不宜使用传统的机翼安装或机身安装的发动机布局,发动机背部安装成为首选布局。然而,背部安装发动机容易产生激波、分离、进气畸变等空气动力干扰问题,发动机与机身一体化的气动设计已成为BWB飞机发展的关键技术。针对BWB布局飞机的机体和发动机之间的气动干扰进行了数值研究,结果表明,背部安装发动机对BWB布局飞机的全机气动特性和发动机本身的推力性能都会产生较为明显的影响。     

电晕线布置方式对静电旋风除尘器除尘性能影响的研究

本文对静电旋风除尘器内部流场及浓度场分析的基础上,提出了电晕线靠近筒壁布置的构想,并通过实验证明,壁面布置方式大大提高了静电力的作用,提高了除尘性能,明显优于传统的中心布置电晕线方式,并从理论上给予了分析与探讨。     

剪切气流驱动液滴运动的受力分析

实验研究了剪切流驱动的液滴在固体表面上起始运动的受力机理。工作中使用一系列液体和固体表面来获得不同的液滴接触角,并在小型风洞中进行实验。实验中对液滴的启动气流速度进行了测量,并综合各种起始时刻的参数信息,建立了一个关于液滴接触线表面张力和剪切气流拖拽力平衡的数学模型,揭示了液滴脱落时刻的受力情况。所建立的模型更适合液滴1变形情况,但对于其它类似情况的剪切气流驱动液滴运动也能够进行合理的描述。     

一种复合的SAR压制干扰方法研究

覆盖式干扰是一种对合成孔径雷达有效的干扰样式,有效覆盖面积是评价覆盖干扰效果的重要指标之一,如何有效地对干扰范围进行扩展是研究的热点问题,具有较高的研究价值。在介绍3种不同干扰方法的原理与干扰效果之后,对方法进行了结合,提出了1种可以有效扩展干扰区域范围的干扰模型。方法以二维锯齿调频干扰为基础,利用频移干扰扩展距离向干扰区域,利用方位向间歇采样技术扩展方位向干扰区域。不仅原理简单,更加利于工程实现。最后,利用单一点目标对方法进行了验证,仿真实验的结果证实了方法的准确性与可靠性。     

高速风洞试验中运输机支撑形式的选择

合理选择模型的支撑形式和解决支架干扰问题是准确获取气动力数据的关键因素。为了寻找一种合适的运输类飞机在高速风洞试验中的支撑形式,首先通过计算分析和试验验证,给出了运输类飞机高速风洞试验中30°尾支撑支架干扰问题存在的原因,然后根据0°、5°、15°以及30°不同尾支撑形式的计算分析和专项试验论证结果,提出并验证了小角度尾支撑是现阶段运输类飞机高速风洞试验中最合理、最有效的支撑形式。     

大飞机布局模型跨声速风洞实验尾支撑干扰研究

对某大飞机布局风洞实验尾支撑干扰开展了数值模拟和实验研究,发展的数值方法计算结果与风洞实验结果有很好的一致性。对于类似构型的飞机,在迎角-2°～6°范围,可认为尾支撑干扰量随迎角呈线性变化,采用前位叶片支撑作为辅助支撑带来的二次干扰量可以忽略,新型双天平辅助支撑系统试验进一步验证了这一结果;尾支撑对机身、尾翼、机翼等部件的绕流都有影响,干扰量随构型而变,对阻力、力矩影响较大,且随Ma数变化,因此不同构型实验数据需要单独修正。所发展的带风洞支撑系统的数值模拟软件能够满足工程应用要求,可用于支撑干扰修正研究以及风洞实验支撑系统优化设计。