刚体航天器姿态跟踪系统的自适应积分滑模控制

 采用自适应滑模控制(ASMC)技术进行姿态跟踪系统设计时,切换增益的整定不需要外部干扰及惯量阵不确定性的上界信息。但现有自适应滑模控制方法存在过度适应问题,产生的切换增益远大于控制所需值。为解决该问题,在自适应滑模控制框架内开展了刚体航天器姿态跟踪控制研究。首先对切换增益自适应机制进行分析,揭示了造成过度适应问题的原因。然后利用积分滑模控制的全局滑模特点,消除了初始跟踪误差对自适应过程的影响,提出了一种自适应积分滑模姿态跟踪控制方法。理论分析和仿真结果表明该方法能够有效减小切换增益。     

航空发动机主轴轴承润滑与冷却技术研究

研究了航空发动机主轴轴承润滑冷却技术中几个环节的关键问题。提出了润滑油的选用依据,分析了各种供油方式的特点及其供油压力的应用原则,给出了工程设计中滑油流量计算公式的使用方法,并归纳了喷嘴和润滑冷却结构设计中技术细节的设计要点。     

航空发动机压气机声共振现象初探

航空发动机压气机声共振机理十分复杂,涉及到“气动-结构-声学”的多物理场耦合问题,能导致压气机叶片疲劳破坏,危害巨大,近年来已经成为国外压气机气动、振动、声学领域的研究热点。综述了国外流体诱发腔体发声机理的研究进展,分析了国外航空发动机压气机声共振的研究现状,总结了单级、多级压气机声共振现象的主要特征,并结合中国某型压气机的试验结果,进行了气动、振动、噪声等物理参数的特征分析,认为某型压气机虽然存在着某些独特的问题需要深入研究,但其故障特点与近年来国外开展的声共振现象具有很强的相似性,即认为该型压气机工作中可能存在声共振现象。     

煤油燃料RBCC亚燃模态掺混与燃烧数值模拟研究

为了探索RBCC(Rocket Based Combined Cycle)亚燃模态条件下掺混燃烧性能,对多种工况进行了数值计算。对比分析了各工况下的燃烧室压力、掺混反应效率、总压损失等参数来分析燃烧室内部特性的变化。从数值模拟的研究中可以发现:由于RBCC亚燃模态的特点,一次火箭高温羽流,使得喷注的燃料能够有效地雾化蒸发,通过支板的混合增强作用能有效地提高煤油燃料的掺混能力,凹腔又适当的延长了煤油在燃烧室的停留时间,形成有效的火焰稳定区域,两种有效的火焰稳定方式的结合能实现液体燃料稳定有效的燃烧,而且双凹腔前后组合也能提高燃料的掺混燃烧能力。从计算中还可以发现,合理地布置支板与凹腔的相对位置能提高燃料的掺混反应效率,实现燃料的充分燃烧,并对燃烧性能提高有明显的帮助。     

反舰导弹对舰艇编队末端选择能力仿真

选择能力是反舰导弹的一项重要作战性能,它可以提高对编队中预选目标的搜捕概率,有效提升导弹突击效果。综合考虑反舰导弹自控终点散布误差及舰艇目标定位误差,通过蒙特卡洛仿真法,建立反舰导弹对舰艇编队目标的选择能力模型。通过仿真实验得出反舰导弹 6种不同选择模式的搜捕概率与搜索扇面角度、半径及入射角度之间的变化关系曲线图,得出了提高反舰导弹对人字形编队目标选择能力的参数设定。     

考虑燃料雾化的气液两相连续旋转爆轰数值模拟

为研究气液两相连续旋转爆轰发动机燃烧室内爆轰波的传播特性,以汽油为燃料,富氧空气为氧化剂,建立了欧拉-拉格朗日模型进行二维数值仿真,其中气相方程采用时空守恒元与求解元方法求解,液相方程采用标准四阶龙格库塔法求解。在两相旋转爆轰模型还考虑了液滴雾化破碎过程。计算结果表明：起爆后形成的初始爆轰波经过初始燃料填充区域后逐渐衰减,随后入口附近新生成的压力波经过一系列发展形成了自持稳定传播的旋转爆轰波;旋转爆轰波的传播模态受燃料与氧化剂的喷注压力和氧化剂填充比影响,在不同工况下旋转爆轰波呈现出4种传播模态,即稳定单波模态、稳定双波模态、不稳定双波模态和不稳定单波模态;在双波模态工况下,燃烧室内初始只形成1个爆轰波,后由入口附近局部爆炸产生的压力波发展为新的爆轰波,转化为双波模态后爆轰波的强度略有下降,但燃烧室整体推力更加平稳。     

纤维增强涡轮轴结构失效模式分析方法及试验验证

针对连续纤维增强复合材料涡轮轴结构失效模式分析问题,基于宏-细观力学跨尺度分析方法,建立细观力学代表性体积元(RVE)模型,通过编程模拟实现模型的周期性边界条件,计算纤维增强复合材料应力响应,将其均值应力转化为真实应力,确定失效包线。建立连续纤维增强轴结构力学模型,计算轴结构在扭转载荷下的应力响应。通过复合材料层合板主偏轴关系应力转化,将危险单元各方向宏观应力响应计算结果转化到细观力学RVE模型上,即为细观力学RVE模型受载情况。结合细观力学失效边界确定复合材料轴结构危险位置失效模式,当扭转载荷达到5 000～5 500 N·m之间,复合材料最外层即层6(+45°)首先达到基体拉伸失效载荷。开展复合材料轴结构失效模式试验,在扭转载荷达到6 000 N·m时,声发射信号相互叠加,大部分均为中频信号,中频信号多为基体、界面开裂信号。与模拟仿真计算结果对比分析,验证连续纤维增强复合材料涡轮轴结构失效模式分析方法的有效性。利用所建立模型预测了某型发动机低压涡轮轴的失效载荷及失效模式。     

中心支板式RBCC发动机引射模态流动与燃烧研究

为了深入认识引射模态工作机理,针对中心支板式RBCC发动机,在飞行马赫数2、不同内置火箭流量时的工作情况进行了全流道一体化的数值模拟,并对其内流场特征、火箭射流/引射空气掺混发展特征以及复合型释热规律和火焰结构等开展了详细分析。研究发现:RBCC发动机引射模态下的流动掺混燃烧过程是一个复杂且高度耦合的过程。在即时预混燃烧(SMC)模式下,燃烧过程主要在内置火箭射流与来流空气之间形成的剪切层内进行;流道上游剪切层厚度较薄,温度和组分浓度梯度较大,掺混速率快;高释热区集中分布在流道上游,可分为超声速释热区和亚声速释热区;流道内的燃烧反应以扩散燃烧为主,随着掺混过程的进行逐渐向预混燃烧过渡。提高火箭流量,流道内温度升高,反应持续距离增加,但掺混效率降低。     

超声速条件下亚毫米液滴的变形破碎模态

以超声速气流中液滴变形破碎行为为研究内容,对水平激波管中承受激波冲击的亚毫米水液滴(0.44~1.09 mm)变形破碎过程进行了观测,实验激波马赫数范围为1.07~2.11。利用纹影法,结合高分辨率高速相机对不同破碎模态下液滴的变形破碎特征进行了记录,得到了袋状、多模态、剪切和爆炸式等破碎模式下的液滴纹影图像,分析了液滴运动参数的时空关系。得出了液滴变形阶段,液滴无量纲横向变形宽度以及液滴无量纲迎风面位移随无量纲时间的变化发展规律,并且得出在液滴初始直径相同时,不同液滴破碎模式的无量纲最大横向变形宽度的变化,其中袋状、多模态、剪切破碎模式的无量纲横向最大变形宽度均在1.15~1.61范围内变化,爆炸式破碎模式的无量纲横向最大变形宽度均在0.21~0.68范围内变化。     

推力室状态对其声学振型及其阻尼特性的影响

为确定工程中冷态条件下获得的推力室声学特性能否表征真实条件下的声学特性,研究了冷态无流动、热态气相流动和湍流两相燃烧三种状态下推力室声学振型及其阻尼特性。在推力室稳态流场中的有限区域施加数值定容弹,激发其具有多模态声学振型的大幅值压力振荡,采用衰减时间和半带宽来定量评价所激发的不同声学振型压力振荡衰减快慢,进而获得其阻尼特性。在相同过载比的数值定容弹激励下,在冷态条件下能激发包含更多声学振型压力振荡,且该振荡衰减时间更长,相同振型压力振荡衰减比热态条件下慢。在冷态条件下,一阶切向振型振幅最大,为最容易被激发声学振型;一阶纵向振型半带宽最小,为最难衰减的振型。在热态条件下,一阶纵向振型为最容易激发声学振型,也为最难衰减声学振型。从所激发的主要振型及其相对衰减的快慢来看,冷态条件下获得的声学特性能够表征真实条件下的推力室的声学特征。