四旋翼飞行器姿态控制建模与仿真

四旋翼飞行器是典型的欠驱动、非线性、强耦合系统。其姿态控制精度和抗干扰问题一直是研究热点之一。为了实现小型低成本四旋翼飞行器姿态准确控制,详细分析了四旋翼飞行器受力情况,利用牛顿-欧拉方程建立了四旋翼飞行器非线性动力学模型,针对四旋翼飞行器在实际飞行过程中经常会遇到阵风、气流等不确定外界干扰,设计了基于小扰动的PID控制器,并通过对俯仰通道、横滚通道、偏航通道MATLAB/Simulink仿真模型进行仿真测试和结果分析。结果表明:所设计控制算法能够满足四旋翼飞行器姿态控制要求,并具有较好的抗干扰性能。     

飞机水平尾翼水滴撞击特性及防冰热载荷计算

建立了利用欧拉法求解水滴撞击特性的方法,并基于Messinger质量和能量守恒方程建立了热载荷计算模型,以某型飞机三维水平尾翼为研究对象,展开了撞击特性和热载荷的计算.结果显示水平尾翼的局部水收集系数极值从翼根到翼尖逐渐增加,不同截面水滴收集系数的分布为设计防冰系统范围提供了依据.驻点附近及机翼上、下表面各存在一个热载荷较大的区域,进而确定该尾翼电加热防冰分为3个区域:中间连续加热区和上、下表面驻点附近的各一个间断加热区.      

基于混合方法的霍尔推力器寿命预估及参数影响分析

为了预估霍尔推力器的寿命,改进了用于半经验公式法的点源模型使原方法计算精度获得优化.在文献已有实验条件和结果的基础上,考察了改进半经验公式法及简易解析模型法的可靠性,结果表明,简易解析模型法在1000h以后的误差逐渐扩大,改进半经验公式法虽然计算精度较好,但需要短寿命实验结果为其提供确定参数的依据.为了在推力器设计阶段和无实验结果的条件下提供保证精度的寿命预估手段,建立了将两种方法结合的混合方法,该方法与简易解析模型法对比表明,运行4000h后SPT内、外壁面计算值的平均相对误差由13.53％和45.28％下降到4.84％和21.2％.采用此方法考察了推力器运行参数改变对寿命的影响规律.     

复杂旋翼流场的耦合欧拉-拉格朗日数值方法

针对影响旋翼流场求解精度的关键因素“桨叶复杂近体流动”和“尾迹涡畸变”,结合计算流体力学(CFD)方法和黏性涡方法,发展了一套适合于复杂旋翼涡流场分析的耦合欧拉-拉格朗日数值方法:为捕捉桨尖三维效应、激波等细节流场特征,在桨叶近体区域采用CFD方法对其进行求解;针对高雷诺数旋翼流场中桨尖涡的紧凑结构特点,引入黏性涡方法建立了高分辨率的尾迹求解模型;两计算域间的信息交换采用了集中涡源法和边界修正法.应用所建立的计算方法,以旋翼CFD标准验证试验(Caradonna-Tung旋翼)为算例,对尾迹影响明显的悬停状态进行了数值模拟,通过对比耦合边界处流场特征及桨叶表面压力系数分布,验证了方法的有效性.此外,还从旋翼尾迹捕捉精度、涡量耗散特征及计算时间等方面对不同计算方法进行了对比分析,结果表明耦合方法可充分发挥CFD和黏性涡方法各自的优点,在旋翼流场数值模拟方面具有独特的优势.     

一种用于飞机结冰的海绵冰模型及应用

基于两相流理论,采用欧拉法对飞机结冰进行数值模拟,在空气流场速度分布的基础上,求解水滴流场,得到水滴收集率和撞击极限.结果表明:欧拉法比拉格朗日法在计算水滴收集效率和撞击极限方面有优势,尤其是在较大的水滴平均等效直径情况下.对翼型的冰形和圆柱表面的温度预测数据和实验数据进行对比,圆柱冰形厚度误差在15.0%之内,计算结果与实验结果吻合较好,同时表明结冰模型是有效可行的.      

基于流固热耦合的非金属迷宫密封泄漏特性与公式构造

建立了考虑齿变形的非金属迷宫密封泄漏特性流固热耦合数值求解模型,在验证求解模型准确性的基础上,研究了聚醚醚酮（PEEK）、填充30%碳纤维增强聚醚醚酮（PEEK-CA30）和铝合金三种材料迷宫密封在不同压比、温度下的流场特性、结构力学特性与泄漏特性,并基于Vermes公式构造了考虑齿变形的非金属迷宫密封泄漏量理论公式。研究结果表明:建立的迷宫密封流固热耦合模型可以准确计算非金属密封齿的变形量和变形后的泄漏量。在研究的三种材料中,采用PEEK-CA30材料密封齿的变形量相对较小,占密封齿径向长度的0.35%~0.67%,其密封性能较好,相比于未考虑齿变形密封的泄漏量增加1.2%~6.8%。当温度高于500 K,压比大于3时,采用铝合金材料密封齿的最大等效应力达到材料的屈服极限而引起密封件失效。所构造的泄漏量理论公式能够准确预测考虑齿变形的非金属迷宫密封泄漏量,为非金属迷宫密封泄漏特性分析提供理论依据。      

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。     

文氏管出口张角对旋流杯性能的影响研究

为了研究文氏管出口张角对旋流杯综合性能的影响,对不同文氏管出口张角的双级旋流杯开展了流量特性、下游流场和雾化性能试验,并借助仿真对试验结果进行了分析。结果表明:文氏管出口张角对旋流杯流量以及流量系数无显著影响。回流区外侧扩张锥面轴向速度随出口张角的增大先增后减。出口张角的存在可增大文氏管出口湍动能,强化两级旋流气体之间相互剪切作用进而改善雾化性能,存在一个最佳的角度(本文研究参数范围内,该值为56°)使得液雾平均粒径最小且液滴尺寸分布最均匀。拟合了关于文氏管结构的可用于预估双级旋流杯SMD值的模型公式,预估值与试验值吻合较好,相对误差小于20%。     

超声速进气道压力估算方法及验证

进气道载荷的预示和限制是超声速飞行器设计中的关键问题。以典型颌下进气超声速飞行器为研究对象,对其进气道流场进行数值仿真,研究不同马赫数、攻角、侧滑角及余气系数条件下的进气道压力特性;针 对进气道压力工程估算及设计需求,使用无量纲和解耦的方法,对进气道压力经验公式进行拟合;反算飞行试 验中的进气道压力,并与测量结果进行对比。结果表明:进气道压力随马赫数增大而增大,随余气系数增大而 减小;正常工作包线内,较小的攻角、侧滑角对进气道压力影响不明显;进气道压力经验公式计算值与飞行试验 测量值符合较好,具有较高的精度。     

杯形砂轮精密磨削WC-Co涂层的磨削力

使用杯形砂轮进行磨削,可以获得较高的加工效率和表面质量.但由于杯形砂轮的平面磨削方式与普通外圆砂轮平面磨削存在差异,故传统的磨削力建模不适合杯形砂轮的平面磨削.为了从本质上解释杯形砂轮磨削力的各种现象,本文对杯形砂轮的磨粒切削过程进行了分析,提出了杯形砂轮有效磨削宽度的概念,分析了杯形砂轮磨削陶瓷涂层时的磨削力,建立了杯形砂轮精密磨削陶瓷涂层磨削力的理论公式.磨削力工艺试验结果验证了理论公式的有效性和正确性.