推力矢量发动机燃气舵舵间干扰的数值分析

通过求解N-S方程,对某空空导弹燃气舵在不同状况下的三维湍流干扰流场进行数值仿真,得到了燃气舵在不同舵偏角下绕流流场的复杂波系结构,计算了测量舵在无干扰舵和有干扰舵情况下升力和阻力等参量随舵偏角的变化曲线。所得舵间干扰相对误差不超过2%,与实际要求相吻合。结果表明,所采用的流动模型和数值模拟方法对燃气舵的气动性能进行预示是有效的。     

减小导弹超声速大攻角斜吹力矩的边条布局及其原理分析

针对正常式布局导弹外形,在保证其它气动性能不变的情况下,提出了一种减小超声速大攻角情况下斜吹力矩的边条布局,使该类导弹在大攻角下实现极高机动能力成为可能。以计算流体力学为主要手段,分析了此种边条布局减小斜吹力矩的作用原理,即边条对翼面局部流场的干扰影响了翼面压力的分布与大小,从而使得翼面的滚动力矩降低。
     

考虑探测构形的多飞行器协同探测与制导一体化设计

针对多飞行器协同拦截机动目标时几何构形会影响协同探测和制导效果的问题,基于最优控制理论提出一种考虑探测构形的协同探测与制导一体化设计方法。基于飞行器相对运动学、动力学方程和双视线协同探测原理,建立了协同拦截模型。在制导设计中引入视线分离角参量以调制协同探测几何构形、减小相对距离探测误差,从而在制导全程增强协同探测效果。将相对距离协同探测结果应用到剩余时间和制导律解算中,基于最优控制理论实现协同探测与制导环节一体化设计。仿真结果表明：在目标进行不同程度机动的情况下,与修正比例导引律相比,所提方法在协同探测和制导方面均具有明显优势。     

尖侧缘机身布局的俯仰力矩特性及扰流板控制

针对尖侧缘机身布局在大迎角下存在的正俯仰力矩（抬头力矩）问题,通过风洞试验,首先研究了俯仰力矩的迎角分区特性及流动演化规律：线性增长区（迎角为0°~15°）,俯仰力矩线性增加,全机从附着流到形成进气道前缘涡和机翼涡;非线性增长区（迎角为17.5°~32.5°）,俯仰力矩非线性增加,机头涡出现,机头涡和进气道前缘涡逐渐增强,机翼涡增强后破裂;衰减区（迎角为35°~65°）,俯仰力矩逐渐减小,机头涡增强后破裂,进气道前缘涡破裂发展,机翼涡完全破裂。其次,发现了机身前体是产生正俯仰力矩的主要来源,机头涡是导致大迎角下正俯仰力矩的主控流动。当迎角为40°时,前体各截面正俯仰力矩在进气道前缘处达到最大,主要是由于该处机头涡诱导产生了较强的法向力。最后,提出了大迎角机身扰流板控制技术,产生了较好的控制效果。当迎角为40°时,扰流板可使正俯仰力矩减少62%,其原因是扰流板降低了机头涡涡量及其诱导产生的法向力,减少了机身前体对正俯仰力矩的贡献。该控制技术的缺点是扰流板会带来一些升力损失和附加阻力。基于尖侧缘机身参考宽度的雷诺数为2.59×10⁵。     

基于终端角度约束的二阶滑模制导律设计

针对空地导弹具有终端角度约束条件的制导律设计问题,提出了一种在有限时间内稳定的新型二阶滑模制导律。首先,在弹目相对运动学模型基础上,将终端弹道倾角约束转化为终端视线(LOS)角度约束,作为制导系统的终端控制目标。其次,通过选取一种新型二阶滑模面,结合螺旋控制算法的思想,设计了一种二阶滑模变结构制导律,来抑制系统中的不确定性因素,从而满足零化视线角速率和制导系统的终端角度约束条件的要求。采用一种新的Lyapunov函数,基于Lyapunov稳定性理论,严格证明了制导系统在有限时间内的稳定性。最后,对空地导弹制导系统进行数字仿真,通过和一阶传统滑模制导律以及基于超螺旋算法的二阶滑模制导律进行对比分析,验证了所设计的制导律在保证制导精度的同时,更能在有限时间内提高终端约束角度的精度,并且避免了超螺旋算法中参数选取较多的问题。     

嵌套阵列最大似然估计测向算法

针对在辐射源个数未知的条件下嵌套阵列难以估计多个辐射源角度的问题,提出了基于最大似然估计(MLE)的嵌套阵列角度估计算法。算法在嵌套阵列模型的基础上,首先通过推导阵列截获多辐射源信号的最大似然函数及其梯度,利用最速下降法估计出空域中所有潜在辐射源的角度;然后,通过多元假设检验,利用最大似然比与门限进行比较,确定出空域中所有潜在辐射源中某一时刻发射信号的活跃辐射源角度,排除其余噪声形成的虚假辐射源角度,解决了在辐射源个数未知条件下嵌套阵列对多个辐射源角度估计问题。仿真结果表明:与传统多重信号分类(MUSIC)算法相比,该算法在辐射源数目未知、存在相干信号、低信噪比(SNR)、低快拍数条件下,均具有较好的角度估计精度,并且算法形成的虚拟阵列自由度是空间平滑MUSIC算法的2倍;多元假设检验法比传统信源数目估计算法在低信噪比条件下和处理相干信号方面具有明显优势。     

高旋转数下不同通道转角梯形带肋回转通道的换热特性

为研究截面形状和旋转效应对高压涡轮动叶内部冷却通道换热的影响,对雷诺数为10000～50000,旋转数为0~209,通道转角为0°、225°、45°的带直肋双流程梯形截面通道换热特性进行了实验研究。结果表明:静止状态下,在第一通道,梯形通道后缘换热强于前缘;在第二通道,前、后缘换热区别不大,后缘的换热略强于前缘。旋转状态下,对0°通道转角,随旋转数的增大,第一通道的后缘面换热仍强于前缘面和外侧面,且差异更明显;第二通道前缘换热相对后缘增强。在较高旋转数（旋转数大于1）时,0°通道转角工况的换热最强,45°转角最弱。      

基于遥测数据的无人机气动参数辨识方法研究

针对无人机在高空低速飞行时易受风场影响及在数据分析时遥测数据不完备的问题,进行了气动参数辨识方法研究,提出了基于空速管平面矢量三角形的风场估计方法及基于风场信息修正的气动角估计方法。以某型无人机为例,对遥测数据进行了充分分析与信息综合,运用逐步回归方法进行了纵向气动参数辨识,并进行了实验验证。结果表明,模型计算结果与实测数据吻合较好,说明所提方法有效。考虑到辨识模型的数学本质,该方法对其他固定翼无人机同样适用。     

航空用铝合金在酸性盐雾环境中腐蚀电化学

用失重法和电化学方法研究2A12,5A06和7A04铝合金在中性和酸性(pH≈5)连续盐雾环境下的腐蚀过程。通过金相显微镜和接触角表面分析仪观察其金属相界面处的腐蚀形貌和表面状态,分析腐蚀机理。结果表明:失重法、极化曲线Tafel外推法和电化学阻抗谱法均显示3种铝合金在中性盐雾中腐蚀速率的大小关系为7A042A125A06;在酸性盐雾中腐蚀速率的大小关系为7A045A062A12;铝合金表面与中性和酸性盐溶液的接触角分别为70.9°和52.6°,酸性盐溶液的接触角小于中性盐溶液的接触角,可能是因为氢离子增多使阴极反应右移,加速阳极溶解,破坏了铝合金表面的氧化膜。     

弧齿锥齿轮啮合迹方向角的主动设计方法

为了实现弧齿锥齿轮设计规定的啮合迹方向,以局部综合法为基础,结合轮齿接触分析技术和无约束优化方法,进行弧齿锥齿轮啮合迹方向角的主动设计,给出了1种实现齿面参考点处啮合迹目标方向角的设计方法。通过1对弧齿锥齿轮的实例演示,论证了该方法对弧齿锥齿轮啮合迹方向角进行主动设计的可行性。结果表明:局部综合法中的输入啮合迹方向角必须小于旋转轴平面中规定的角度;在调整啮合迹方向角的过程中,传动误差曲线没有发生畸变。