变物性与热辐射对发汗冷却过程的影响规律研究

采用两层k-ε湍流模型对高温条件下有发汗冷却时的矩形槽道内湍流流动和换热进行了数值模拟。计算结果表明:随着冷却气体流量的增加,在发汗冷却壁面附近主流气体的温度梯度大大减小,壁面温度、局部对流换热系数都迅速下降;变物性条件下同时考虑热辐射时数值计算得到的平均St相对值St/S_t0随修正注入率F/St0的变化比已知的常物性条件下的值小;随着高温气体温度的上升,变物性和热辐射对与高温流体接触的表面温度有较大影响,热辐射对壁面温度的影响比变物性更大,而对流换热系数所受的影响不大;当主流为高温气体(如:2500K)、而壁面温度较低时(如:800K)热辐射的影响不大,发汗冷却效果仍然很明显。      

纤维体积分数对等离子喷涂制备B/Al复合材料力学性能的影响

用表面涂覆B4C涂层的B纤维,采用大气等离子喷涂法制备纤维间距为200 μm和160 μm两种连续B纤维增强Al基复合材料预制片,结合真空热压扩散焊制备了纤维均匀分布的B/Al复合材料,探讨了在两种不同纤维间距条件下复合材料组织结构及其中纤维体积分数对B/Al复合材料力学性能的影响.     

基于逆跟踪控制的航空发动机气路健康参数估计修正方法研究

针对新型航空发动机气路部件状态监控缺乏故障样本的不足,利用发动机非线性模型和气路故障模拟方法,获取故障样本,运用最小二乘支持向量回归机(LSSVR)建立气路健康参数的(理想)估计器。主要工作是在LSSVR的基础上,从逆跟踪控制的角度,设计了基于逆模型在线辨识与变结构控制相结合的修正系统,减小理想估计器与真实发动机之间由于测量噪声与系统噪声对估计精度造成的影响。通过仿真实验,离线修正后,估计值的相对误差最大值从69%缩小5%,在线修正后,估计值的相对误差最大值从69%缩小13%,修正系统有效地提高了性能估计的准确度,减小了气路部件状态监控的误判和误诊的概率。     

离心锤变桨距机构设计与优化研究

针对现有高空飞艇螺旋桨推进系统中,采用变桨距技术重量代价大、能源消耗多的问题,设计一种基于离心力的离心锤变桨距机构,分析该机构的工作原理,并利用ADAMS软件进行机构运动学和动力学仿真分析;对离心锤进行参数化建模,建立约束方程后,以桨距优化角为目标函数,对离心锤的空间位置进行优化.结果表明:当外界条件引起螺旋桨转速变化时,该机构可以很好地实现螺旋桨变桨距功能;在现有平台上,48°的离心锤安装角具有最优的变距效果.     

RBCC进气道双流道变几何方案研究

提出了一种基于双流道变几何的二元进气道设计方案:通过下流道的开关,实现进气道压缩角和收缩比的调节,使得进气道能够适应更宽的工作范围,并能兼顾与飞行器和燃烧室的一体化设计.研究表明:该方案可在保证原有双模态冲压发动机进气道高来流马赫数性能不变的前提下,将自起动马赫数降至引射/亚燃模态过渡点附近,该方案自起动马赫数为2.8;低来流马赫数时进气道具有较高的流量系数（来流马赫数为3.0时达到0.62）、较高的总压恢复系数（来流马赫数为3.0时达到0.79）和较低的阻力（低来流马赫数时降低了30%多）.      

一种惯性平台随动轴控制方法设计与实现

三框架四轴惯性平台通过随动轴跟随内环轴运动,使外环轴和内环轴保持 正交,避免发生框架锁定,该过程一般由角度控制实现。当外环轴经过±90°时,随动轴 与内环轴之间的投影关系消失,随动轴控制处于开环状态,随动框架被力矩电机驱动作 加速旋转,严重影响姿态输出和平台安全性。从工程实用性出发,针对随动回路模拟电 路,设计一种双环反馈控制方法,在角度反馈基础上加入角速度反馈,同时根据外环角 度动态调节速度反馈增益,使随动轴始终处于受控状态,避免出现框架飞转。     

应用保护映射理论的高超声速飞行器自适应控制律设计

针对高超声速飞行器包线范围广、参数变化大的控制需求,应用保护映射理论提出一种高超声速飞行器的自适应控制律设计方法。首先建立整个飞行包线内的线性变参数(LPV)模型,在参数变化边界点设计一个初始的控制结构和参数,然后基于保护映射理论分析初始控制结构使闭环系统稳定的参数范围,通过迭代自动获取整个包线内满足性能指标的控制参数,进而通过多项式拟合设计出高超声速飞行器自适应控制律。所提出的方法能够根据初始控制结构自动寻找一系列满足性能要求的控制器参数,并确定这些控制参数满足闭环系统稳定的设计范围。仿真结果表明,所设计的自适应控制律能够确保高超声速飞行器大包线的设计要求,实现闭环系统的鲁棒稳定。     

变循环发动机完全分布式控制

采用分布式控制架构可以降低变循环发动机控制系统的重量并有利于系统的开发和扩展。提出了一种完全分布式控制架构,控制算法的计算完全分布到智能执行机构中,计算所需的参数值由智能传感器通过串行数据总线发送到智能执行机构。变循环发动机完全分布式控制系统研发的主要工作是设计分散控制算法和总线通信方案。将控制回路的耦合当作总扰动的一部分,使用线性自抗扰控制器(ADRC)观测并在控制信号中消除总扰动,实现了分散控制。在CAN总线硬件的基础上,使用CANaerospace高层协议设计了时间触发的总线通信方案。从而实现了变循环发动机完全分布式控制。在MATLAB/Simulink环境下使用TrueTime工具箱搭建了仿真系统。使用TrueTime Kernel模块仿真智能执行机构与智能传感器的计算单元,使用TrueTime Network模块仿真CAN总线,并且将线性ADRC和CANaerospace协议写入到计算单元中。仿真结果表明:所建立的变循环发动机完全分布式控制系统能够适应发动机进气状况和健康状况的大范围变化,具有较好的鲁棒性。     

变几何涡轮叶栅叶端小翼的气动性能

针对大子午扩张变几何涡轮在可调静叶转动时旋转轴端严重恶化端区流场的问题,提出在可调静叶的机匣端部应用小翼结构的方法以克服这一问题并减少叶端间隙泄漏流动。应用数值方法和标准k-ω两方程湍流模型,并结合低速风洞试验,首先研究了可调静叶栅小翼端部流场及损失分布,并考虑了可调静叶转动的影响,随后给出了叶端凹槽状小翼结构,并评估了其气动性能以及对间隙变化的敏感性。研究结果表明：在可调静叶栅中应用叶端小翼不但可以避免可调静叶转动时旋转轴端恶化端区流场,还降低了叶端间隙泄漏驱动力,从而使得可调静叶在所有转角下都具有较好的端区流动性能,并且叶端小翼结合凹槽结构可以进一步减少间隙泄漏,总体上可调静叶栅总压损失系数降低了8.9%。     

基于变精度遗传算法的翼型快速优化设计方法

低碳环保的电动飞机在要求较高升阻比的同时,需要尽量降低成本、缩短研制周期。但高精度的数值模拟时间代价很大,因此针对电动飞机翼型设计中初始翼型较难选取、优化速度较慢的问题,提出了一种基于变精度遗传算法的翼型多点快速优化方法。以常用的 Hicks-Henne 型函数为基础,改进了其对翼型后缘描述不精确的问题。在数值模拟阶段,介绍了一种快速气动参数计算软件XFOIL,并分析了该软件的适用性与局限。之后给出了使用XFOIL 与 Matlab 进行联合求解的方法,在无人干预的情况下完全实现了翼型设计与优化的自动化,提高了设计效率。在翼型优化阶段,为保持较高的精度和寻优效率,设计了翼型参数的实数编码方法。针对传统遗传优化算法了改进,设计了染色体变精度杂交方法以及动态惩罚方法。最后,给出了基于遗传算法的多点优化方案,以及翼型多目标快速优化一体化设计方案。仿真分成两部分进行,首先改进的 Hicks-Henne 型函数能够有效实现参数化翼型的后缘夹角改变。通过与 NSGA-II 方法的优化结果对比,本文的方法在一定迭代次数范围内获得的升阻比更高,失速特性更加缓和,特别是在综合提高翼型优化效率方面表现较好。仿真结果表明,该方法能够快速获得多种工况下具有较高升阻比的翼型,也可以作为进一步优化的初始翼型,能提高翼型优化效率。