基于输出预测的姿控发动机控制律优化设计

针对带有侧向喷流姿控发动机和尾部气动舵的导弹,建立了系统动力学模型和运动学模型,并对模型进行了分析和简化;考虑到侧向过载输出响应快速性的要求,采用侧向喷流发动机提供姿态控制力矩快速建立过载。基于侧向喷流发动机的工作特点,采用Fliess展式得到侧向过载输出的预测和侧向喷流发动机推力放大因子的估计,并以此为基础,提出了以侧向喷流发动机为执行机构的姿态控制律优化设计方法,实现了对侧向过载的快速跟踪。仿真结果说明了所提出方法的有效性。     

失调参数对T尾结构振动模态局部化的影响

对飞机T尾结构振动模态的局部化现象和频率曲线转向现象进行了研究。根据峰值振幅比,改进了局部化度的定义。根据平尾刚度和垂尾刚度对T尾结构固有频率的影响,定义了T尾结构的耦合度。分析了T尾结构中平尾的失调质量、失调刚度及失调位置参数对T尾结构模态局部化度、模态频率和模态振型的影响。结果表明,失调参数是通过仅改变两支相关模态中的某一支模态固有频率来实现频率曲线转向,进而引起模态局部化现象的。平尾发生质量失调时,质量较大一侧的振幅大于质量较小一侧的振幅;发生刚度失调时,刚度较小一侧的振幅大于刚度较大一侧的振幅。在平尾翼尖处进行质量失调设计或在平尾翼根处进行刚度失调设计,更有利于实现T尾结构的模态局部化。     

X射线衍射全谱拟合法测定碳/碳复合材料的点阵常数

利用X射线衍射仪,采用全谱拟含的方法,测定三种不同碳材料的点阵常数、石墨化度及微晶参数,测得三种碳材料(每个样品重复5次试验)六方晶系的a的标准偏差小于2.0×10~(-3),c的标准偏差小于1.4×10~(-3),石墨化度(g)的标准偏差小于1.5,微晶参数(L_(c002))的标准偏差小于0.5,是一种有效的测试碳材料晶体参数的方法.     

大子午扩张涡轮的根部型线研究

大子午扩张涡轮具有外壁侧来流易分离、导叶出口径向压差较大等特点,对根部型线优化改型和原型进行全三维数值模拟,分析了下端壁叶型型线对流动的影响,并研究了根部型线设计特点.结果表明:优化根部型线,能够合理的对栅前流量径向分布进行调整,减弱甚至消除顶部来流分离,改善顶部流动;同时,此叶型也能合理的改善出口马赫数分布以及出口压力径向分布,减弱和消除吸力侧出口S₁面分离的径向流动,改善根部流动.      

镁粉的高温水反应特性研究

采用管式炉模拟发动机的高温环境(600～900℃),研究了镁粉与水的反应特性,得到了反应率与温度、镁粉粒度的关系和添加剂对反应的影响.结果表明,Mg/H2O反应的反应率随温度增加而增大,随粒径减小而增大,添加剂对反应有促进作用,Mg/H2O反应的表现活化能为24.67 kJ/mol.     

船载遥测接收信道门限特性的研究

对船载遥测接收信道一项最重要的传输特性———门限特性进行理论分析,并指出门限特性对执行测控任务和设备性能检测的特殊意义。首先阐述门限效应产生的本质即增加传输带宽是在恶化输入信噪比的前提下提高输出信噪比,输入信噪比的域值即为门限。结合各种不同的船载遥测信道门限输入信噪比,提出统一的、具有普遍意义的标定方法:即调制度定标和载波信噪比的标定。根据信道本底噪声的不同,又分为射频有线和无线两种测试方式,给出了详细的测试过程和步骤。最后还分析双模环电路由于实现了载波的动态跟踪而能显著降低门限效应。     

机场净空障碍物危险度的白化权聚类评价

为将灰色理论引入机场净空障碍物危险度评价,建立四个评价指标,将障碍物危险度等级划分为五个标准,使用灰色白化权聚类法建立机场净空区障碍物危险度评价模型,包括每个指标的白化权函数和权重确定,在此基础上,机场所有的障碍物及机场整体的危险度等级可确定。以某机场为例对其净空障碍物进行整体评价证明,基于灰色白化权聚类法的机场净空区障碍物危险度评价模型可用于解决民用机场净空区内障碍物危险度定量评价问题。     

超声速喷管中激波分离诱发流场对称破缺的机理及其控制

为减缓或消除侧向力,开展了流动分离诱导流场对称破缺的机理研究。采用有限体积二阶迎风插值格式及k -ε湍流模型,数值模拟了某型超声速喷管的地面试车过程。详细分析了喷管内部的流场结构,着重讨论了喷管壁面附近出现的激波分离模式由自由激波分离到受限激波分离的转换过程。为了降低低空高背压条件下过膨胀喷管的侧向力,着重研究了喷管不同长径比、扩张比条件下的流场特性和流动分离模式。结果表明:在激波模式转换过程中能够诱发出极大的侧向力,改变喷管构型可以改善流场结构。适当缩短长径比和扩张比可以有效降低侧向力。长径比为105时将产生4 000 N以上的侧向力,而当长径比为095和115时,侧向力不超过20 N;当扩张比为539时,侧向力峰值达到4 000 N以上,而缩小扩张比到45时,侧向力明显下降。     

基于压力场分布的大子午扩张涡轮非轴对称端壁造型方法

为提高大子午扩张涡轮端区气动及传热性能,基于大子午扩张涡轮上端壁静压场分布细节,使用Bezier曲线与正弦三角函数曲线相结合的非轴对称端壁造型技术,对某1.5级大子午扩张涡轮第2级静叶上端壁进行8种非对称造型设计,并通过SST（shear stress transfer）湍流模型数值求解RANS（Reynolds-averaged Navier-Stokes equations）方程组对造型前后端壁进行了流动与传热特性的研究。结果表明：对大子午扩张涡轮上端壁进行非轴对称造型设计可有效改善其上端区叶片通道内横向压差分布情况;对其上端壁压力面进行通道内凸起造型可降低出口总压损失,当凸起幅值为S2叶高的5%时,出口总压损失最多可降低约1.1%;对其上端壁吸、压力面均进行通道内凹陷造型将减小机匣与叶片的热负荷,当凹陷幅值为S2叶高的5%时,机匣及叶片的热负荷最多可分别降低约3.1%与2.8%。     

Methods and advances in the study of aeroelasticity with uncertainties

Uncertainties denote the operators which describe data error, numerical error and model error in the mathematical methods. The study of aeroelasticity with uncertainty embedded in the subsystems, such as the uncertainty in the modeling of structures and aerodynamics, has been a hot topic in the last decades. In this paper, advances of the analysis and design in aeroelasticity with uncertainty are summarized in detail. According to the non-probabilistic or probabilistic uncer- tainty, the developments of theories, methods and experiments with application to both robust and probabilistic aeroelasticity analysis are presented, respectively. In addition, the advances in aeroelastic design considering either probabilistic or non-probabilistic uncertainties are introduced along with aeroelastic analysis. This review focuses on the robust aeroelasticity study based on the structured singular value method, namely the ~t method. It covers the numerical calculation algo- rithm of the structured singular value, uncertainty model construction, robust aeroelastic stability analysis algorithms, uncertainty level verification, and robust flutter boundary prediction in the flight test, etc. The key results and conclusions are explored. Finally, several promising problems on aeroelasticity with uncertainty are proposed for future investigation.