考虑污染物传播规律的飞机座舱送风方式研究

为充分认识飞机座舱内污染物传播机理并控制和减少座舱内污染物传播,研究了不同送风方式对座舱内污染物传播特性及空气品质的影响。以波音737-200机型为研究对象,利用CFD技术建立了5排座舱模型,模拟计算了天花板和天花板+侧壁两种送风方式下座舱内气流场及污染物浓度场,通过等比例实验舱对部分工况气流场和污染物浓度值进行验证,并以空气龄为评价指标对空气品质进行评价。结果表明：在同等送风量下,天花板+侧壁送风更有利于污染物的扩散,通风效果充分,而天花板送风更容易造成污染物单点聚积,通风效果较差,且经济性较差。     

某型涡轴发动机燃油雾化数值分析

建立了甩油盘内外流道模型,利用 VOF(Volume of Fluid)方法对发动机起动和稳态工作过程中 6种不同工况下燃油流动过程进行了非稳态计算,得到了燃油在高速旋转的甩油盘中随时间变化的流动状态以及离开甩油盘后与空气相互作用产生的雾化规律,分析了影响燃油出口速度和一次雾化效果的主要因素。计算结果表明:燃油在甩油盘内经过短暂累积后,以油膜的形态沿径向孔高速喷出,其累积过程和出口速度与甩油盘转速和供油量有关,发动机工况越高,燃油速度越高,其受到空气作用后产生的一次雾化效果越好。计算结果可以为不同工况下燃烧室仿真计算边界条件设置提供参考。     

面向试飞员培训的多构型变稳控制律设计

针对目前IFSTA变稳机控制律模式不全,不足以全面体现飞机纵、横、航向的操纵性和稳定性的问题,根据试飞员培训的具体需求,基于IFSTA响应反馈原理重新设计了多构型变稳控制律,以满足日益增长的试飞员培训需求。结果表明,所设计的50余种模态的变稳控制律,极大地丰富了当前变稳机控制律构型,不仅可以满足未来试飞员培训的要求,对新型变稳飞机的研究也具有重要意义。     

红外导弹仿真试验研究

随着导弹武器系统的快速发展,仿真在导弹综合试验中发挥越来越重要的作用,因为它是缩短导弹系统的研制周期,提高效费比的关键.本文叙述了红外制导系统的特点和导引头对远距离目标的截获过程,并介绍了导弹仿真系统的结构和导弹与机载设备的综合试验程序,最后对测试误差进行了分析.      

Fault processing policy based on dual-redundant control law for aero-engine control sensors

A fault processing policy was proposed for the circumstance under which all the dual-redundant closed-loop feedback control sensors went wrong. This policy was based on dual-redundant control law and may maintain the performance of turbofan engines. When pair of controlling sensors went wrong and the primary control law was unable to implement, control system performs the backup control law instead of the primary one so that the fault sensors were isolated from the closed control loop. This fault processing policy may not only avoid increasing engine weight and cost with the additional sensors hardware, but also avoid the error of analytical sensor signal. It can improve the engine mission reliability and control quality.     

基于FPGA的捷联惯组数据采集系统设计与实现

惯性器件性能的好坏直接决定了武器系统的性能,惯性器件的测试工作需要专门的脉冲采集系统来实现,本文介绍了一种基于FPGA的新型惯组脉冲采集系统,通过选用XC3S1000-4FGG676I芯片轻松实现了多路脉冲信号、交直流电压量以及温度传感器信号采集,抗干扰措施的采用有效地保证了该系统的稳定性和可靠性,经过大量的试验考核目前已经正式运用于捷联惯组的单元测试过程中。     

基于HDCS-E8T7格式的气动噪声数值模拟方法研究进展

发展了气动噪声高精度数值模拟方法,空间导数离散采用了HDCS-E8T7格式及精度与之匹配的边界格式,时间离散方法采用了高精度多步龙格库塔方法和高精度隐式双时间步方法,发展了高精度对接边界算法,将方法推广至多块对接网格以满足解决复杂几何构型问题的需要,采用隐式大涡的概念处理可能出现的湍流问题。在此基础上,研究了几何守恒律对计算结果的影响,展示了复杂网格中高精度计算满足几何守恒律的重要性,完成了等熵涡、双圆柱散射、串列柱翼构型和喷嘴射流等典型噪声问题的求解,所得计算结果展示了所发展的模拟方法具有良好的预测精度和解决复杂构型气动噪声问题的潜力。     

带有落角约束的一般加权最优制导律

以期望的落角方向为坐标轴定义了落角坐标系,在落角坐标系中建立了线性化的运动关系方程。应用Schwarz不等式,分别研究了控制系统为一阶惯性环节和无惯性环节情况下带落角约束的任意加权最优制导律,得到了制导律的一般表达式。对于无惯性环节控制系统以及加权函数为一般初等函数类型的一阶惯性环节控制系统,当加权函数的逆的一次到三次积分都能求出解析表达式时,均可以得到解析形式的最优制导律。对于不同的制导目的,应用本文结果可以方便地设计相应的制导律。对于某些特定的加权函数,所得制导律推广了现有文献的结论,并给出了指数权函数下满足落角约束的最优制导律的仿真结果。     

现代飞行控制律评估与确认先进方法研究

针对系统中广泛存在的不确定性,在分析了现代鲁棒飞行控制律设计的基础上,进行先进评估与确认技术方法研究。针对目前方法的不足,结合国外一些研究成果,重点对控制律评估与确认技术进行了系统的研究和论述,提出了进行现代飞行控制律评估与确认的内容、步骤及适用的方法和评价准则,对我国在此领域的研究具有积极的意义。     

月球软着陆制动段飞行轨迹与制导律研究

对自环月轨道开始的月球软着陆制动段飞行轨迹和制导律进行了研究。建立了统一的均匀球体三维软着陆模型,采用燃料次优解析制导方法,通过单步优化获得了局部最优的推力角解析式。同时,在推力角中引入前馈项,用于消除初始位置和速度偏差对软着陆的影响。对制动段飞行轨迹的仿真分析验证了制导律设计的有效性。