双掠结构旋翼桨叶动力学特性研究

双掠旋翼桨叶不仅能够提高旋翼的气动性能,还能有效降低旋翼噪声,但由于双掠桨叶几何结构的特殊性,前掠角度和后掠角度的变化对其动力学特性有很大影响,有必要对双掠桨叶动力学特性开展研究。运用Harmilton原理推导桨叶的运动方程,采用有限元法对旋翼系统进行简化,通过求解广义特征值,得到桨叶的各阶固有频率;在此基础上,分析前掠角度和后掠角度的变化对桨叶动特性的影响,得到参数影响规律。结果表明：前掠角度和后掠角度的变化对桨叶前三阶固有频率影响较小,随着后掠角度的增大,桨叶的四阶和五阶频率逐渐变小。     

地效飞行器双断阶机腹着水砰击过载分析

地效飞行器着水过程中,断阶着水产生的冲击易导致结构表面屈曲或破坏。基于ALE有限元法,通过罚函数法处理两相界面流固耦合问题,对地效飞行器着水过程进行数值模拟,分析不同前飞速度、下沉速度、俯仰角等参数变化对浸水深度、砰击过载等的影响。结果表明：在研究工况下,机体着水产生的压力峰值均出现在断阶处;随着俯仰角增加,水平过载峰值减小,垂向过载峰值先增大后减小,俯仰角为7°时垂向过载峰值最大,是最低过载峰值（俯仰角为15°时）的1.4倍;前飞速度增加致使水平过载峰值增大,而对垂向过载峰值影响不明显,但垂向过载峰值与垂向速度的平方近似呈线性关系,下沉速度越大,砰击过载峰值越大。     

逆轨拦截机动目标的三维最优制导律

以大气层内导弹逆轨拦截高速机动目标为背景,本文运用最优控制和双曲正切函数设计带角度约束的三维最优制导律。分别假设导弹弹道倾角和弹道偏角保持瞬时恒定,将三维制导分解为两个相互垂直平面内的二维制导。考虑导弹速度时变的情况,建立带角度约束的制导方程。设计一种双曲正切函数的变种,并将其设为脱靶量和角度约束的权重系数,根据极小值原理推导了最优制导律的解析表达式。双曲正切函数变种的引入,使得制导律对脱靶量和角度约束的要求是逐渐增强的,可以解决传统最优制导律初始段过载指令过大的问题。仿真结果表明了该制导律的有效性。     

充液挠性航天器姿态机动控制的多目标优化

针对充液挠性航天器姿态快速机动、快速稳定的控制要求,为减小姿态机动对挠性附件振动和液体晃动的激发,设计了一种基于正弦型加加速度的姿态机动路径规划方法。为进一步提高姿态控制性能,提出了一种基于云多目标粒子群算法的姿态控制器参数和机动路径参数联合优化方法。以最小化充液挠性航天器三轴姿态达到指定指向精度的时间以及三轴姿态稳定度,构建多目标优化模型,并应用云多目标粒子群算法求取姿态控制器参数和机动路径参数的Pareto最优解。仿真结果表明:采用多目标联合优化算法得到的控制器与路径参数,能够有效减小液体晃动和挠性附件振动,显著提高充液挠性航天器大角度姿态机动的快速性和稳定性。     

非对称线性方程组的广义拟最小向后误差算法

正交投影方法已经广泛应用于求解线性方程组.人们很少注意到斜投影方法,事实上斜投影方法更适合于解大型非对称线性方程组.本文的目的是考虑一标准来判断是否一个给定的近似值是合适的,并给出一个算法来计算线性方程组Ax=b的解使得向后误差算法满足某个优化条件.     

Maneuver control at high angle of attack based on real-time optimization of integrated aero-propulsion

To reduce the propulsion system installation thrust loss under high angle of attack maneuvering, a control method based on real-time optimization of the integrated aeropropulsion is proposed. Firstly, based on data fitting and physical principle, an integrated onboard model of propulsion system is established, which can calculate various performance parameters of the propulsion system in real time, and has high accuracy and real-time performance. Secondly, to improve the compatibility of optimiz...     

大转角压气机静子叶栅附面层吹吸数值研究

针对大转角静子叶栅吸力面气流分离严重、总压损失较大的问题,根据二次流对主流进行引射的作用原理,采用附面层吹吸技术使主流自动贴近叶栅吸力面,并同时加速附面层内的低速气流。研究中使用FLUENT软件求解二维N-S方程,数值模拟采用吹吸气技术前后两种叶栅通道的流场。结果表明:采用附面层吹吸技术后叶栅的气动性能明显改善,气流转折能力增强,扩散因子增大,总压损失系数减小。     

矢量偏转对轴对称喷管性能的影响

采用有限体积法对不同偏转角和不同压比下的三维轴对称矢量喷管内外湍流流场进行数值模拟,结果表明:在相同压比下,轴对称喷管各性能参数与喷管偏转角基本成线性关系,并且在不同压比下偏转角对性能参数的影响不同,在小压比工况下偏转角对性能参数的影响大于大压比工况;在同一偏转角度下,随着喷管压比的增大,推力系数呈现出先减小后增大再减小的趋势,而矢量角却增大后减小.利用最小二乘曲面拟合技术,建立了该轴对称矢量喷管性能的数学模型,确定了各性能参数与压比及偏转角的多项式函数关系,逼近精度较高,具有一定的工程应用价值.     

战术导弹防御中的拦截交会角约束研究

由于拦截器侧向发动机纠偏能力的限制及TBM的初始位置误差的影响,拦截交会角需要满足一定的范围才能命中目标.本文研究了战术导弹防御的拦截交会角约束问题,提出了一种运动学几何分析方法,推导了TBM的初始位置误差引起的横向偏差与拦截交会角的解析关系,分析了拦截交会角对末制导段纠偏的影响,确定了可命中目标允许的拦截交会角范围.通过仿真计算和分析,论证了该方法的有效性.     

卫星热设计中β角在不同轨道下的变化规律分析

阳光矢量与卫星轨道平面之间夹角是卫星热控设计中至关重要的一个设计参数,其不仅与到达卫星表面的阳光热流密度密切相关,也与到达卫星表面的地球反射热流密度密切相关。文章根据β角的变化规律将传统意义上的轨道分为了同步轨道和非同步轨道两种,并结合升黄赤经夹角的变化规律分析了不同轨道下β角的变化规律,以及相应的热设计特点。