喷口布局对导弹侧向喷流控制作用的数值模拟

为保持飞行器在稀薄大气中的机动性,通常采用喷流反控制作用(RCS),但在超声速来流中,这会导致飞行器表面出现复杂的喷流干扰流场,对飞行控制造成了巨大影响。为提高对超声速条件下的侧向喷流控制作用的规律性认识,应用数值模拟方法,研究了超声速条件下的无舵光滑弹体和带尾舵的弹-翼组合体上的声速侧向喷流控制问题。开展了关于喷口布局对侧向喷流控制效果影响规律的研究工作,并通过引入法向干扰力沿程增长系数从定量角度加以分析。计算结果表明:在有尾舵的情况下,喷口位置的后移和马赫数的增加能够显著增强侧向喷流控制效果;当喷口位置位于舵面之前时,喷流干扰力放大系数随迎角增大而增大,随来流静压增大而减小;当喷流位置后移至舵面之后时,规律相反;在某些喷口位置和来流条件下,弹-翼组合体的侧向控制效果与无舵光滑弹体相比并不具备优势。     

基于双捷联算法的POS误差在线标定方法

为了提升位置和姿态测量系统(POS)的精度,结合POS工作过程中典型的匀速直线运动,提出了一种准实时的POS误差在线标定方法。首先设计了基于双捷联算法的在线标定方案,对系统误差方程进行简化处理,求出中时期导航条件下的系统误差状态转移阵。然后根据POS的两段相邻匀速直线运动导航误差,对系统误差参数进行在线标定,并通过可观测性分析得出POS运动与系统误差在线标定效果之间的对应关系。车载试验和飞行试验结果表明,在POS正常遥感作业过程中,本文提出的在线标定方法能够有效提升系统精度。     

跨声轴流压气机激波/泄漏涡/边界层分离相互作用的影响

对跨声速转子Rotor37进行三维定常数值模拟,将设计间隙与零间隙进行对比研究,分析激波、边界层分离、间隙泄漏涡相互作用影响.数值计算显示:激波、泄漏涡、边界层分离相互影响,加速了失速的发生;减小间隙可以起到扩稳的作用.根据边界层分离、间隙泄漏涡在叶栅高度上的影响范围,提出利用抽吸技术进行被动控制改善流道流动状况时抽吸点的设置位置.      

轴压加筋壁板承载能力计算方法探讨

目前飞机设计中主要采用工程方法计算加筋壁板的承载能力。本文介绍并评述了分段处理法、John-son法和极限载荷法三种常用的工程方法,为了探讨哪种方法能更加满足工程需要,采用这三种方法对某型飞机中央翼加筋壁板及其试验件分别进行计算,表明其中极限载荷法的计算结果偏于安全,与试验结果吻合较好,并采用此法确定了中央翼加筋壁板的承载能力。最后采用极限载荷法进一步计算该型飞机机身11种构型加筋壁板轴压试验件,破坏载荷计算值与试验结果相当吻合,从而证实了极限载荷法是一种计算轴压加筋壁板承载能力更准确、实用的工程方法。     

机载泵源系统的恒功率H∞镇定控制策略

以机载泵源系统的恒功率控制为目标,针对作业任务中系统负载随时间变化的情况,采用使液压系统输出功率保持恒定的控制方式来达到充分利用发动机功率的目的. 对于机载泵源控制系统的主要被控对象——轴向柱塞式变量泵,建立了其状态方程和流量输出方程,采用 H_∞ 鲁棒镇定控制策略实时调节泵的排量.仿真结果表明:当负载变化时,系统能根据压力的变化快速转换到恒功率工作曲线下对应的流量状态,所设计的 H_∞ 控制器能够减小干扰和模型参数不确定对系统稳定性的影响,具有良好的鲁棒性.表明该方法用于机载液压系统可以改善系统工作性能,提高系统功率的利用率.     

可容忍信标误差的三维传感网节点定位方法

针对信标位置存在误差情况下的三维无线传感器网络节点定位问题,提出一种基于正交回归的多跳定位方法.同时考虑到自变量误差和因变量偏差对节点坐标估计的影响,基于约束加权正交回归参数估计准则,建立可容忍信标位置误差的三维多跳定位模型,解决了信标位置和距离估计两方面的误差并存时的节点自定位问题,并给出求解节点坐标最优值的数值方法;推导出相应的坐标估计精度评估标准3D-MCRB (3D Multi-hop Cramér-Rao Bound).仿真结果表明:此方法对信标位置误差和距离估计误差都具有较好的抑制能力,在大多数实验条件下,能将定位精度提高10%以上.     

基于优化理论的GPS定位解算算法

针对传统定位解算方法存在的问题,基于优化理论的思想提出了一种新的定位解算方法——基于优化理论的最大后验估计算法.介绍了该方法的基本原理,详细给出了算法的推导过程,该方法用优化理论的思路求解系统状态量的最大后验概率估计值.它是从系统状态量、观测量的联合概率密度函数出发,将估计问题转化成优化问题,用优化问题的解法对系统的状态进行估计.在此基础上,用仿真实验验证了该方法进行定位解算的有效性.实验结果表明该方法完全解决了定位解算中的非线性问题,并拥有较高的定位精度.     

飞机轮轴向力值测量系统的现场校准方法与研究

飞机轮轴向力值测量系统主要包括力传感器和计算机采集系统,它们不易拆卸也不能拆卸下来送到校准试验室进行校准,因此必须进行现场校准。由于飞机轮的外形轮廓类似于圆柱形,承受载荷的轮胎表面是圆弧形,并且有两个飞机轮同时向前滚动等原因,因此对飞机轮轴向力值系统的现场校准是非常有难度的。本文通过对飞机轮轴向力值测量系统的分析,根据它的特点,研究出一套V形块现场校准装置和校准方法,并对此方法的可行性进行分析。     

采用多源涡技术强化燃料/空气小尺度混合研究

通过数值模拟,研究了在空气入口总温为294.28 K,燃料气体为乙烷(C₂H₆)时在轴向旋流器出口截面上安装多个小突片的多源涡(MSV)结构对燃烧室内燃料/空气掺混效果的影响.结果表明:在每个小突片下游产生的小尺度流向涡使得局部的燃料/空气掺混加强;装有多源涡结构的燃烧室内对应的C₂H₆质量分数在文氏管下游2 mm截面上的混合不均匀度由不带多源涡结构时的13.0%下降到小于7.4%.在该研究的范围内,当小突片总的阻塞比增大时,对应的混合不均匀度减小,掺混效果变好.      

旋转盘腔进气位置的敏感性分析

为保证涡轮盘满足适航规章的安全性要求,采用单向FSI(fluid structure interaction)数值方法,研究旋转盘腔无量纲进气位置的变化对冷却效果的影响,并依据旋转盘腔冷却问题的工程评价体系对冷却效果进行评价.结果表明:无量纲进气位置的改变使旋转腔的流动结构发生变化,从而影响盘面换热效果和转盘的温度分布,导致与温度梯度紧密相关的热应力水平也发生变化.随着无量纲进气位置的提升,旋转盘腔的流阻损失增大,转盘迎风面的平均换热效果减弱,转盘的应力水平和在低半径处的最大等效应力值均下降.无量纲进气位置的变化能够从部件承受能力和实际使用载荷两方面对涡轮盘的失效概率产生影响.因此,在涡轮盘腔的设计阶段,需要考虑无量纲进气位置对涡轮盘安全性的影响.