随机疲劳累积损伤可靠性分析模型

将疲劳损伤累积过程看作是能量耗散的不可逆过程，从随机过程的角度，研究了各类随机损伤累积法则均应满足的若干必要条件，对目前已有的一些概率型疲劳损伤累积法则的统计相容性进行了较为系统的理论分析，建立了一类不依赖于疲劳寿命具体分布形式的随机疲劳累积损伤可靠性分析模型。     

直升机动稳定性分析和增稳系统控制律设计

研究了无铰直升机动稳定性、操纵性和控制问题.在动稳定性计算分析的基础上,认识到定常飞行中的非稳定模态和增稳系统设计的必要性.在完成直升机非线性动力学建模之后,经小扰动线化得到直升机飞行控制状态方程,进行了直升机增稳系统等效导数的计算,性能分析和系统阶跃响应仿真.通过稳定性(增稳系统)设计,改善了直升机动稳定性, 其增稳性能满足设计规范中一级动态品质要求.     

基于滑模干扰观测器的空空导弹三维预测制导律设计

针对目标大机动情况下制导准确性较差的问题,研究了基于滑模干扰观测器的空空导弹三维预测制导律。利用连续时间非线性预测控制方法,根据导弹当前的状态,选择弹道跟踪误差作为预测性能指标,对其进行在线滚动优化,获得制导指令。同时为了进一步提高导弹制导规律的抗干扰能力,利用滑模干扰观测器对内部不确定性和外部未知干扰进行逼近,并与预测控制方法所得到的制导指令进行综合得到优化制导指令。最后仿真结果表明,所设计的PCG相比于传统的PN,性能有较大的改善,能够实现目标大机动情况下的精确制导,并且所需导弹机动过载小、脱靶量小,具有一定的鲁棒性。     

旋转光滑直通道湍流流动一维热线实验

采用一维热线详细测量了不同雷诺数下及较高旋转数条件下旋转光滑直通道内湍流边界层及主流的速度型,在此基础上构建适用旋转数范围更广的旋转通道对数律的修正公式,分析了旋转效应对壁面摩擦速度的影响。实验过程中雷诺数范围是15000~25000,旋转数范围是0~0.444。通道壁面为室温,流体与壁面之间无热交换。结果表明:旋转对于通道截面速度型影响很大;旋转导致速度型整体向后缘面偏转,但最高速度出现在靠近前缘面的区域;后缘面无量纲平均速度型分布顺序与旋转数排列次序相一致,在对数律区符合对数律规律。壁面剪切应力在前缘面随着旋转数的增大而先单调递减,而在后缘面的变化趋势与此相反。旋转状态下修正的对数律公式斜率随着旋转数的增加而单调递减且在后缘面递减的趋势逐步有所减缓,并提出了对数律区的旋转修正公式,公式的误差范围控制在15%以内。      

过冷大水滴条件下结冰相似准则

虑到中国现有结冰风洞在过冷大水滴(SLD)结冰条件模拟能力方面的局限,发展SLD结冰风洞及其相应的缩比方法迫在眉睫。研究了大水滴运动机理,并依据绕流流场相似、水滴运动和撞击特性相似、结冰过程热力学特性相似原理,提炼出SLD结冰条件下的6种相似缩比准则,利用结冰数值模拟软件FENSAP-ICE对所提相似缩比准则进行筛选与比较,从而基于结冰相似百分比量化判断准则找出给定条件下的最优准则法。结果表明:考虑SLD运动特性的撞击参数与ONERA法相耦合的方法以及撞击参数与Ruff法相耦合的方法的计算结果与实际成冰构型吻合良好;此外,撞击参数与ONERA法相耦合的方法在计算直径为171 μm的SLD时优于其他。      

简化起落架噪声相似准则及马赫数比例律

真实飞机部件的气动噪声问题可以通过缩比模型气动声学试验研究,但是必须要遵循合适的相似准则。频率相似准则一般选择Helmholtz数或Strouhal数相似,而声源强度的相似准则在一定的雷诺数范围内通常采用Mach数相似。噪声随来流马赫数的比例律可用于外推风洞试验测量数据到真实飞行条件下,并判断声源类型。在北京航空航天大学D5气动声学风洞中对1/2缩比的LAnding Gear nOise database for civil aviation authority validatiON(LAGOON)简化起落架模型进行了气动声学试验研究。试验结果表明:该起落架模型的噪声频率遵循Helmholtz数相似准则而非Strouhal数相似准则。起落架噪声的马赫数比例律与频率有关,在低频范围内满足6次方关系,而在中高频范围内满足7次方关系。将D5风洞测得的噪声频谱按Helmholtz数相似及相应的马赫数比例律转换后与LAGOON原型试验结果对比,发现两者的测量结果吻合得非常好。     

采用几何方式组合壁面压力/马赫数分布的弯曲压缩面

根据给定壁面参数分布规律反设计压缩面的方法,通过几何方式组合研究了壁面采用压力/马赫数复合分布规律的弯曲压缩面,分析了压缩面的参数分布和性能特点.在与参考二维进气道相同约束条件下,将弯曲压缩面应用于二维进气道,分析了其性能并与参考二维进气道进行了对比.数值研究结果表明:几何方式组合能充分发挥壁面按单一参数设计所得弯曲压缩面的优势,使壁面参数分布得到有效改善并趋于更加合理.同参考二维进气道相比,几何方式组合进气道的外压缩面长度有所增加,但在来流马赫数在4~6范围内它的喉道总压恢复系数均得到显著提高.来流马赫数为6时,几何方式组合进气道的喉道总压恢复系数提高10%;来流马赫数为4时其喉道总压恢复系数提高9.6%.     

膨胀规律可控的轴对称基准流场设计方法

为了提高流线追踪喷管设计方法的灵活性,从推力和力矩两方面考虑,引入特殊中心体,探索了壁面膨胀规律可控的轴对称基准流场设计方法.设计过程中利用特征线理论（MOC）实现了由膨胀规律求解气动壁面的反设计.针对基准流场的主要设计参数,包括膨胀规律、中心体及斜倾角等进行了参数化研究,得到了设计参数对基准流场结构及性能的影响规律.利用该基准流场,设计了矩形截面的流线追踪喷管(导出喷管),并进行了分析.结果表明:利用特征线理论可以实现膨胀规律到壁面的反设计;在进口参数和落压比一定的条件下,存在一定的膨胀规律使得基准流场的内推力最大;流场的中心体尺度和长度比对推力影响很小,可作为调整导出喷管力矩的设计参数;出口斜倾角增大会导致基准流场的长度减小,同时推力下降明显,设计时应综合考虑.      

反吸气式临近空间飞行器空基拦截弹制导律设计

临近空间高超声速飞行器的出现和应用,为传统防空系统提出了新的挑战。提出了一种反临近空间高超声速吸气式飞行器巡航段空基拦截方案,并设计了基于末角约束比例导引法的中制导律和空基拦截弹复合制导律。仿真结果表明,改进末角约束比例导引法能充分利用拦截弹中制导段过载承受能力,有效地加快了拦截弹达到期望末视线角的速度,改善了中末交班性能;所设计的拦截方案能够对典型机动目标实施有效拦截。     

某ACT验证机纵向DFBW控制律设计

讨论了某ACT验证机纵向数字式电传操纵系统(DFBW)控制律的综合设计方法,概述了具有控制增稳(CAS)、边界(迎角/过载)限制、放宽静稳定性(RSS)补偿和自动配平等功能的纵向DFBW控制律的结构和参数选择,阐明了校正滤波网络的作用和自持振荡的抑制措施。设计结果为试飞所验证。