方形截面飞行器上仰机动对滚转特性影响的数值模拟

飞行器从中小迎角至大迎角范围内,由于背风区流动分离形态的演化,静态气动特性特别是横侧向气动特性也随迎角显著变化,可能诱发复杂的滚转运动。但飞行器一般是上仰机动时,才从平飞状态快速拉起至大迎角,此机动过程对横侧向气动特性和滚转运动可能产生较大影响。本文发展了刚体动力学方程和Navier-Stokes方程的松耦合求解技术,并通过数值模拟航天飞机脱落碎片的六自由度运动轨迹进行了验证。针对背风区涡流形态及横侧向气动特性复杂的方形截面飞行器,数值模拟研究了其不同迎角下的静态滚转气动特性、自由滚转运动特性,以及上仰机动时不同拉起速率对滚转运动特性的影响。结果表明,对于此飞行器,静态时存在临界迎角约为13°,当迎角小于临界迎角时,滚转方向是静不稳定的,诱发快速滚转运动;当迎角大于临界迎角时,滚转方向是静稳定的,其滚转运动是收敛的。但上仰机动时,滚转运动的形态还与拉起速率相关,即使拉起的终止迎角大于临界迎角,如果拉起速率较慢,也可能出现快速滚转运动。     

“交叉眼”干扰在单脉冲雷达中表现特征分析

“交叉眼”干扰技术被认为是最具发展前景的现代电子防卫手段之一。为开展其对抗技术研究,对单脉冲雷达在“交叉眼”干扰环境下的和、差接收信号进行了数学建模,并通过仿真计算分析了和、差接收信号所表现出的特征。初步分析结果表明：“交叉眼”干扰会导致单脉冲雷达差接收波束方向图发生畸变。畸变的严重性主要取决于干扰源和单脉冲雷达间的距离以及两干扰点源输出信号功率之比;“交叉眼”干扰同样会导致差、和接收信号功率之比出现异常。干扰源与单脉冲雷达间的距离越小和（或）“交叉眼”干扰的诱偏能力越强,差、和接收信号功率之比出现异常的角度范围越大。     

涡流发生器对Bump进气道性能影响数值研究

以一种Bump进气道为研究对象,通过在S弯扩压段入口处布置涡流发生器来控制流动分离,减小出口总压畸变。采用CFD数值计算软件对Bump进气道在设计点(Ma=2.0)与非设计点(Ma=1.8,0.8)工况下内、外流场进行计算,分析不同涡流发生器方案的效果。计算结果表明:在设计点工况下,安装涡流发生器能够抑制流动分离,改善进气道流场品质,减小出口总压畸变;在一些非设计点工况下会增大Bump进气道出口总压畸变;Bump进气道总压损失有所增大,不同叶片间距的涡流发生器对总压损失的影响相当。      

考虑气动加热和变截面惯性矩的高超声速飞行器建模与分析

由于高超声速飞行器弹性机体/发动机的高度一体化设计,使得此类飞行器的动力学建模与控制较为复杂,而作为控制的基础以及面向控制的总体优化设计都需要建立高精度的动力学模型。首先,建立了考虑气动加热和变截面惯性矩影响的高超声速飞行器自由梁结构弹性模型,分析了气动加热和变截面惯性矩对飞行器振型的影响,得出了气动加热对振型影响非常小且振型引起的攻角变化很小,变截面惯性矩对飞行器的振型影响较大且振型引起的攻角变化较大的结论。然后,建立了考虑气动加热和变截面惯性矩影响的自由梁高超声速飞行器动力学模型,对考虑气动加热和忽略气动加热、恒截面惯性矩和变截面惯性矩对应的动力学模型进行了零极点分布对比分析,得出了气动加热对飞行器的纵向动态特性影响很小,变截面惯性矩自由梁对应的高超声速飞行器在特征点处开环不稳定性更大和非最小相位行为约束变弱的结论。     

GPS伪随机码畸变的建模与分析

建立了全球卫星定位系统(GPS)卫星C/A码畸变数学模型,推导了畸变后的C/A码的相关函数,在Matlab软件中进行仿真。结果表明:该模型能合理解释SVN19卫星的测距码畸变故障,并可作为未来伪随机信号畸变的一个合理模型,为导航信号的完好性监测提供理论支持。     

偏场使用的同轴三反系统畸变稳定性仿真分析

针对测绘图像几何精度对光学镜头畸变稳定的要求,仿真分析了一偏场使用的同轴三反光学系统镜头的畸变稳定性,从而论证该光学镜头用于测绘相机的可能性。将光学系统畸变误差源分解为加工误差、装调误差、工作温度变化引入的误差、以及调焦引入的误差4个主要部分,利用光学设计软件仿真分析了各误差源单独做用时对光学镜头畸变的影响情况,仿真结果表明在引入误差源的情况下,所分析的光学镜头的相对畸变不变,绝对畸变的最大变化范围小于2个像元尺寸,光学镜头的畸变稳定,有用于测绘相机的可能性。     

两相干点源对干涉仪测向系统干扰效果分析

干涉仪由于可实现单脉冲测向,具有良好的抗单点有源干扰能力,但可通过实施两点源相干干扰来干扰其测向性能。首先介绍两点源对干涉仪实施相干干扰的基本原理,并对干扰效果进行数字仿真,详细分析了影响干扰效果的相关因素,最后对实施两点源相干干扰的限制条件进行了说明。     

径向进气总压畸变对压气机气动稳定性的影响

为揭示径向进气总压畸变对压气机气动稳定性影响的物理机制,分别开展了尖部和根部进气总压畸变对压气机稳定边界以及动态失速过程影响的试验研究。结果表明,均匀进气时,压气机在叶尖区域首先形成失速团;径向总压畸变会引起气流参数的径向分布发生变化,其中尖部进气总压畸变会增加叶尖区域的攻角,导致压气机失速提前,而根部进气总压畸变则会改善叶尖区域的流场,降低攻角,使压气机失速延迟;气流参数径向分布变化也会影响动态失速过程中模态波扰动和失速团的三维扩散过程。     

畸变进气下压气机三维黏性数值计算模型

通过对压气机环形无叶片通道求解带源项的N-S(Navier-Stokes)方程,实现对压气机全通道流场的计算,建立了压气机三维黏性非定常数值计算模型.源项是由三维计算流体动力学(CFD)求解器定常计算的气流参数计算得到,求得不同工作点源项大小,然后根据进口参数对源项插值得到当前计算点源项.采用该模型对某跨声速单级压气机在均匀进气下性能和流场的计算结果与实验结果进行了对比,两者能够较好的一致,验证了模型的可靠性;之后应用该模型对周向总压畸变进气下的流场和性能进行了计算,分析了畸变进气对压气机三维流场和性能的影响,并引入压气机失稳判据分析畸变对压气机稳定性的影响.