叶身/端壁融合技术研究

角区流动的现象普遍存在,其中角区流动分离是制约叶轮机性能提升的关键因素。针对抑制或消除角区分离情况,在简要回顾二面角原理的基础上,提出叶身/端壁融合技术(Blended Blade-EndWall,BBEW),指出了其所包含的二面角原理的3种应用方式,并以NASA 67号转子叶片为例,采用数值方法研究了应用第2种方式(即增大过渡曲面最小曲率半径方式)的改型效果。结果表明:采用二面角原理第2种应用方式的BBEW能够有效地减弱或消除高负荷叶片吸力面角区分离,进而明显改善了67号转子叶片性能,因此BBEW是抑制或消除角区分离的有效技术。     

基于动态重叠网格方法的尾翼对螺旋桨滑流的影响

螺旋桨飞机产生的滑流会对其扫掠过的部件产生显著干扰,研究尾翼部件对滑流的影响有助于将滑流与尾翼的干扰进行解耦分解。采用动态重叠网格方法模拟螺旋桨定轴转动,通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes （URANS）方程,数值模拟了某螺旋桨飞机带尾翼构型的有/无滑流状态,通过试验结果对计算方法的正确性进行了验证。在此基础上,分别开展了有/无尾翼构型的滑流计算,结果表明：扣除尾翼气动力后,有/无尾翼的升阻力变化规律基本一致,俯仰力矩由于机身后体修形不同呈线性平移关系;对比有/无尾翼空间切面的速度分布云图、不同空间位置和拉力系数下的下洗角和侧洗角变化曲线,发现尾翼对滑流的影响仅局限在其周围,不同拉力系数下尾翼的干扰规律也基本类似。通过研究认为,在飞机初期设计和选型阶段,螺旋桨滑流与尾翼的相互干扰,可简化为滑流单向对尾翼产生影响,尾翼对滑流的影响可以忽略。     

里程仪辅助捷联惯导系统的旋转式行进间对准方法

行进间对准可有效提高捷联惯导武器系统平台的快速反应能力和机动性能,但其对准精度受限于等效东向陀螺的零偏。鉴于惯性仪表整周旋转的积分平均作用能对消常值零偏,将旋转调制原理引入里程仪辅助捷联惯导的行进间对准以提升其精度,提出了“正反旋转+惯性系粗对准+回溯Kalman滤波精对准”的对准方案。相比于常规双重积分惯性系算法,该对准方案仅采用一次积分算法,其速度矢量信息采用滑动平均处理,较大程度地抑制了由里程增量微分导致的噪声误差,并实现了从非零速开始的行进间对准。对机抖激光陀螺固定数字滤波延时进行补偿后输出,以确保惯性仪表、转位测角和里程仪三者的同步。仿真结果表明,旋转式行进间对准能够将航向对准精度从1.1′(RMS)提高到0.54′(RMS)。同时,车载试验表明,旋转式行进间对准能够达到15min时间内1′(RMS)的航向对准性能。     

基于噪声乘积的伪码调相引信灵巧噪声干扰

伪码调相引信具有良好的抗干扰能力,是引信电子对抗的重点研究对象。根据噪声乘积调制的灵巧噪声干扰的产生机理,推导出当其作用于引信时伪码调相引信的输出信号的形式。说明基于噪声乘积的灵巧噪声干扰对伪码调相引信能形成欺骗性和压制性干扰的效果,并通过仿真实验验证了这一分析的正确性。基于噪声乘积的灵巧噪声干扰具有欺骗性和压制性干扰的双重效果,能够形成幅值随机的多假目标干扰,同时降低干扰机侦察设备的要求,针对不同的干扰对象,通过调整干扰参数,可以得到不同的干扰效果。     

异步电动机的无速度传感器直接转矩控制系统研究

推导了直接转矩控制 ( DTC)速度观测器的数学模型,研制了无速度传感器的 DTC系统,对该系统稳态和瞬态试验,在 1 0 0 r/min以上速度精度达 0.5%,电磁转矩从 0上升到额定转矩只需 0.86ms,它的高性能和高可靠性使它能在飞机上得到广泛应用。     

高超声速飞行器纵向大攻角非线性失稳分析与控制

针对滑翔式高超声速飞行器大攻角纵向失稳问题,基于连续算法和分岔理论,求解并分析了多特征点单参数分岔图,对平衡分支的稳定性和突变点进行了分析。结合高超声速飞行器大包线飞行特性,求解并分析了双参数分岔,并计算了稳定分支曲面和不稳定分支曲面,从全包线范围揭示了高超声速飞行器大攻角失稳特性。为了实现高超声速飞行器的稳定控制,基于非线性动态逆和分阶思想,设计了非线性控制器,并计算了非线性开环闭环系统的全局特征根分布,结合所提出的一种基于连续算法的非线性闭环系统全局性能评估方法,评估并分析得出非线性控制器的有效性和较优的全局性能。最后,对闭环系统进行了时间历程仿真,进一步验证了非线性控制器的有效性。     

低轨星载粒子探测器布局优化研究

基于卫星工具包(STK)、MATLAB软件和国际地磁参考场(IGRF)模型,对粒子探测器在低轨卫星任务中的投掷角测量范围进行了仿真,并给出了其探测器的星上布局优化方法。研究结果表明:粒子探测器的星上布局选择与任务的探测目标相关。如果探测目标是束缚在磁场中作弹跳运动的粒子,应将探测器在朝向卫星轨道坐标系±Y轴的基础上向卫星的前进方向偏转;如果探测目标是处于损失锥中的沉降粒子,应将探测器在朝向卫星轨道坐标系-Y轴的基础上向天顶方向偏转;为实现全投掷角探测范围的探测,要使用多个探测器通过构型布局优化进行联合探测。文章提出的投掷角测量范围分析与优化方法,可推广到多种轨道高度的粒子探测卫星总体设计中,为提升卫星的总体分析设计水平提供支持。     

火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术

为获得火星探测器物伞系统动力学仿真中需要使用的降落伞轴向力、法向力、俯仰力矩系数,开展了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术研究,研制了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验装置,进行了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验,获得了火星探测降落伞模型在马赫数范围0.4～0.8、迎角范围0°～25°时的轴向力、法向力和俯仰力矩系数,并对支撑干扰及洞壁干扰影响进行了扣除修正。试验结果表明：火星探测降落伞模型的轴向力系数随迎角变化较小;常规透气伞的法向力系数随迎角增大而增大,在马赫数为0.4和0.6时,低透气伞的法向力系数在小迎角时随迎角增大而减小;在马赫数范围0.4～0.8时,常规透气伞静稳定,低透气伞的静稳定性较常规透气伞减小,在马赫数为0.4和0.6时,低透气伞在零迎角时静不稳定,出现了非零配平 迎角。     

后掠翼身交接区流动结构及参数影响研究

在水槽中利用激光片光源及荧光素钠染色液显示方法 ,研究了圆柱、机翼与平板交接区及后掠圆柱、后掠机翼变迎角情况下的干扰流场结构、特性及参数影响规律。结果表明 ,除Re数之外模型迎角、后掠角等参数对干扰区马蹄涡特性有很大影响。研究发现后掠圆柱及后掠机翼在一定条件下存在一类既不同于马蹄涡也不同于卡门涡的空间稳定发展的三维旋涡系即背涡。讨论了干扰背涡产生的机制及其与马蹄涡的相互关系。     

深空激光通信终端主要参数的分析与研究

针对深空激光通信的应用环境和特性,分析了通信链路中的关键性能指标,考虑了距离光斑扩散衰减、指向控制精度衰减、大气衰减、太阳辐射、探测器暗电流噪声等因素后,确定了通信速率和通信误码率的具体计算方法。对通信链路进行建模,分析了各个参数的计算方法;通过公式推导分析了发射端望远镜口径（激光束散角）与指向控制精度对最大通信距离的影响,以数值仿真进行佐证并进一步分析了发射端望远镜口径（激光束散角）与指向控制精度的约束关系,提出了深空激光通信参数设计的方法。在此基础上进一步计算了现有激光通信能力在地月空间、地火空间场景下的激光链路性能。