软管连接约束下的加油机/无人机编队跟踪控制

在自主空中加油任务中,针对受油无人机（UAV）与加油机对接后形成的软管约束下的编队跟踪控制问题,提出一种基于领航-跟随的加油编队跟踪控制方法。首先,建立软管约束下加油编队运动学/动力学模型。然后设计非奇异终端滑模编队快速收敛控制器,以满足软管约束下加油编队的快速收敛需求;再考虑复杂气流和软管未知扰动,结合扩张状态观测器和PI型动态逆控制,设计无人机轨迹跟踪控制器,并基于Lyapunov稳定性分析证明闭环系统可实现有限时间的快速稳定。最后,通过数值仿真来验证所设计加油编队控制方法的有效性。     

基于机器学习的非定常流场网格自适应

现有针对非定常流场数值模拟的网格自适应方法,通常每隔一段时间步就进行一次网格调整,增加了计算复杂度和精度损失。针对这一问题,本文基于间断伽辽金（discontinuity Galerkin, DG）有限元法提出了结合BPNN(backpropagation neural network)和MMPDE(moving mesh partial differential equation)的非定常流场网格自适应方法。该方法首先采用DG有限元法对Navier-Stokes方程进行非定常计算,得到统计意义上的网格间断量;然后以初始网格和间断量训练BPNN回归模型,用于预测任意位置节点的间断量;接着使用MMPDE变分法移动网格节点,使其符合统计意义的间断量分布;最终通过Laplacian网格平滑法保证网格单元质量。圆柱绕流非定常流场算例的验证结果表明,该方法能够在不改变网格拓扑结构和不增加节点数的情况下完成一次性网格自适应,显著提高了非定常流场数值计算的精度和效率。     

总温畸变下跨声压气机失速过程非定常模拟

为研究进气总温畸变条件下跨声压气机失速机理,对德国Darmstadt跨声单级压气机开展进口周向范围180°、高温区500 K总温畸变条件下全环非定常数值模拟研究。结果表明进气总温畸变条件下压气机流量显著减小,总压比大幅下降。压气机转子出口面不同周向位置的总压径向分布不同。对于顺转子叶片旋转方向,在高温区总压逐渐减小,低总温区域的转子出口总压高于高总温区域。随压气机逐渐接近失速点,总压径向分布不均匀性增大。当流量进一步减小后,总温畸变下诱发旋转失速的先兆波为突尖型,最先出现失速先兆的周向位置是转子叶片离开低温区、转入高温畸变区时。失速先兆的周向传播速度约为88.9%转子转速,失速初期失速团的周向传播速度约为66.0%转子转速。整个失速过程伴随转子出口流量的大幅度波动,由失速团沿周向的运动和合并引起。     

基于三维特征线理论的曲面激波流场反设计方法

激波流场反设计技术是高超声速乘波布局设计领域的核心技术之一。为了克服传统吻切理论在设计全三维曲面激波流场时的缺陷,本文提出了一种基于三维特征线理论的设计方法。该方法构造了一种包含四条马赫线和一条流线的三维基本单元,发展了用于设计曲面激波流场的阵面推进方法及并行加速方法。通过对Euler方程中微分算子进行特征分解,重构了流场的控制方程,并提出了适用于求解该控制方程的Tikhonov-Lagrange拟合法,实现了三维流场的稳定求解。利用提出的设计方法,分别对高马赫数圆锥激波流场、椭圆锥激波流场、小攻角来流下的圆锥激波流场及由Bezier曲面描述的一般性曲面激波流场算例进行了设计,并与数值模拟结果进行了对比。计算结果表明,当前设计方法实现了对横向压力梯度及攻角引起的三维流动效应的合理求解,其中典型截面的壁面压力及马赫数分布与数值模拟结果相比误差分别小于0.3%和1.7%,且具有较高的并行效率。该设计方法拓展了特征线理论在全三维激波流场反设计领域的应用范围,在高超声速全三维乘波布局设计领域具有重要发展前景。     

槽缝射流对高负荷涡轮非轴对称端壁冷却性能的影响研究

基于端壁静压分布造型方法,本文针对带有槽缝射流的高负荷涡轮,分别研究了全局及局部造型下端壁冷却性能的变化规律,揭示了不同入射角及槽缝结构对非轴对称造型端壁冷却性能的影响机理。研究表明：非轴对称端壁造型可以显著改变静叶端区气冷特性。造型端壁可通过抑制二次流强度,降低叶栅总压损失系数达0.364%;相比常规端壁,造型端壁冷气有效覆盖面积最大增大13.57%,但横向平均气膜有效度降低;造型端壁可以改善大倾角槽缝射流的冷却效果;使用相切圆弧的槽缝入射段结构后,造型端壁较平端壁有效冷却面积增大了11.51%。     

分离涡模拟方法在内埋弹舱机弹分离模拟中的应用

为了研究内埋弹舱非定常流场对武器投放分离特性的影响,基于分离涡模拟（DES）方法和非结构重叠网格技术,建立了内埋武器机弹分离高精度数值模拟方法。在此基础上,首先通过典型空腔流动和机弹分离算例验证了数值方法的有效性,然后采用平均雷诺应力模拟（RANS）和DES两种方法探究了机弹分离过程中弹舱腔内涡结构的演化历程,分析了两种方法在机弹分离流场结构模拟中的差异,研究了内埋弹舱流场结构对导弹分离特性的影响。计算结果表明：机弹分离过程中,高强度涡结构逐渐向弹舱腔体后缘聚集,同时弹舱剪切层流动结构被导弹破坏,导弹出弹舱阶段俯仰方向所受气动力矩急剧变化。相比RANS方法,DES方法捕捉到的高强度小尺度涡结构对导弹压力分布影响较大,使得分离后期导弹俯仰角、俯仰角速度产生明显差异,DES方法更适合内埋武器舱分离特性精细化研究。该研究结果可为内埋武器机弹分离研究的计算方法选择和安全分离策略提供一定的参考依据。     

高速可压反应流的二维简化离散玻尔兹曼模型

如何有效模拟高速反应流现象是当前航空航天、能源与动力工程等领域的难点和热点。为此,本文提出了适用于超声速可压缩反应流的简化离散玻尔兹曼模型（DBM）。该模型基于动理学方法,使用形式统一的离散玻尔兹曼方程描述化学反应流的演化过程。在方程右侧,通过化学反应项将化学反应与多物理场自然耦合。该DBM使用二维九速模型,其离散速度分为三组,每组大小独立可调。为了描述分子转动和振动对应的额外自由度,引入了三组独立可调的参数用于描述额外自由度部分的内能。由此,该DBM具备了模拟比热比可调的反应流系统的功能。另外,平衡态离散速度分布函数与化学反应项各自满足九个独立的矩关系,其表达式都可以通过矩阵求逆的方式获得。通过ChapmanEnskog多尺度分析可以证明,该DBM除了能够在连续性极限条件下恢复描述化学反应流的Euler方程组之外,还具有描述一定热力学非平衡行为的功能。最后,通过数值算例表明,该DBM的数值结果与理论解吻合。     

尾迹对低压涡轮端区非定常流动影响的数值研究

为提高尾迹对涡轮端区二次流影响的认识,利用尾迹降低端区损失,采用了数值模拟的方法对T106A非定常工况下的叶栅流动进行模拟,辅以实验进行校核。以上游尾迹对端区附面层的抬升作用和上游尾迹对叶栅通道前部涡系结构的破坏作用为切入点,分析尾迹对端区二次流非定常发展过程的影响。研究发现尾迹中心离开叶栅通道时,尾迹对叶栅端区二次流起抑制作用;当尾迹尾部离开叶栅通道时,尾迹卷起的轮毂附面层激励了端区二次流,使二次流更加活跃。     

一种非视距信号环境下智能手机速度平滑定位方法CSCD

随着智能手机的普及,基于智能手机的位置服务深刻地影响了人们的生活。通常,智能手机内嵌有全球导航卫星系统(GNSS)芯片,通过跟踪导航卫星信号获得载波频率、载波相位和码相位信息,从而解算位置和速度信息。对于单点定位(SPP)技术而言,位置主要由码相位计算确定,而速度信息主要由载波多普勒频移信息计算确定。在复杂城市环境下,GNSS信号可能会被周围的建筑物反射,形成非视距(NLOS)信号。NLOS信号会导致额外的传输路径,并引起数十米的位置误差。由于速度比位置更精确,通常使用卡尔曼滤波器(KF)进行基于位置-速度(P-V)动态模型的位置平滑。提出了一种因子图优化(FGO)方法来减少NLOS引起的位置误差,将时间相关历史测量值添加到FGO中以优化当前位置估计,并采用两种鲁棒策略来减小NLOS条件下的位置偏差。最后,使用智能手机采集实际场景数据集进行了实验,结果表明FGO方法在速度辅助下可以获得更好的定位结果。     

气相爆轰波马赫反射非自相似性特征的实验

为了研究在CJ(Chapman-Jouguet)状态下气相爆轰波马赫反射的非自相似性特征,搭建了由驱动段、传播段以及观测段组成的矩形管道;利用纹影和烟膜实验方法分别对3种预混气发生马赫反射现象进行了实验研究.实验结果表明:对稳态或非稳态气体,测量了马赫反射三波点位置高度,验证了马赫反射三波点轨迹线为波动的曲线,即自相似性对爆轰波马赫反射失效;非自相似性的重要特征是三波点轨迹线在楔角初始位置时基本遵循无反应冲击波理论计算结果,随后逐渐偏离并向有反应冲击波转变,之后接近平行于反应冲击波理论计算并稳定地处于两个理论值之间.最后给出在初始压力为10kPa和楔角为30°的条件下,对于所研究的3种气体,其马赫反射三波点发生转变的位置高度分别约为0.8,1.05cm以及0.5cm,可见相同初始条件下非稳态气体的马赫反射发生转变比稳态气体提前.