系留气球系统三拉索收放状态建模与仿真

系留气球是一种依靠气囊内的浮升气体获得浮力,并用缆索拴系固定的浮空器。系留气球、三根机械拉索、地面转动梁等构成系留气球三拉索收放系统,综合考虑收放系统中三拉索的运动特性,采用Matlab/Sim-ulink工具对近地三拉索收放运动进行系统建模,建立了整体的三拉索收放运动状态的仿真模型,仿真结果表明：仿真计算结果与实际飞...     

压力恢复系统扩压器激波串现象的数值模拟

通过求解由S-A一方程湍流模式封闭的三维雷诺平均Navier-Stokes方程,采用有限体积方法对激光器压力恢复系统变截面扩压器常温状态下的三维流场进行了数值模拟.数值计算和实验符合良好,较好模拟了扩压器中由激波/边界层干扰诱导的复杂流场的流场特性并再现了流场中的"激波串"和"伪激波"现象.本文对激波串的形成机理进行了分析,发现了几种变截面扩压器特有的激波串结构,并研究了扩压器扩张角对扩压效率的影响.     

无人机滑跑纠偏控制

研究无人机(UAV)滑跑纠偏控制方案、控制结构及控制律设计方法。提出了主轮差动刹车与方向舵联合滑跑纠偏控制方案及控制结构,建立了包含起落架、刹车装置及跑道特性的无人机滑跑非线性全量数学模型,采用频域模型作为参考模型表示期望的滑跑纠偏控制性能,利用基于遗传算法的全局优化过程对联合纠偏控制律参数进行设计,使纠偏控制特性逼近参考模型特性。实例设计表明,滑跑纠偏控制方案和控制结构合理可行,控制律设计方法快捷有效。     

适于黏性计算的自适应笛卡儿网格生成及其应用

复杂外形的黏性网格生成已经成为计算流体力学(CFD)在工程应用中的主要瓶颈,高效而鲁棒的网格生成技术研究显得尤为迫切。使用基于物面外形自适应加密的笛卡儿网格方法生成计算网格,投影方法拟合壁面边界,将投影得到的柱形单元沿法向分层获得适于黏性计算的网格。应用特征恢复技术恢复凹面特征并改善凸面处的网格质量。流场解算中应用最小二乘法重构获得2阶精度,Roe格式计算无黏通量,Holmes-Connell方法计算黏性通量。加入Spalart-Allmaras一方程湍流模型以获得湍流解。上下对称高斯 赛德尔迭代(LU-SGS)格式隐式时间推进,对网格重排序保证格式的稳定性和平衡性。算例显示网格生成方法是快速的和鲁棒的,流场计算精度满足工程需求,因此该方法非常适合应用于实际工程计算。     

弹用S弯进气道气动性能试验

对一种弹用S弯进气道进行了试验,结果表明:①偏航角一定,攻角由负到正变化时,总压恢复系数先上升后变化不大,|DC₆₀|则先下降后小幅升高;②攻角一定,总压恢复系数和|DC₆₀|随偏航角的增加均呈先升高后降低的趋势;③大的攻角和偏航角组合状态下,总压恢复系数较低,|DC₆₀|偏大,但随偏航角进一步增大,进气道性能有所改善;④进/发匹配点处,进气道出口压力功率频谱较平坦且对姿态角和来流马赫数的变化均不敏感;⑤发动机小流量状态时,进气道模型发生了喘振,频率约为150 Hz.      

原位合成TiB_2/6351复合材料热压缩变形特性

采用Gleeble-1500D热模拟试验机对原位合成TiB2(质量分数,8%)/6351复合材料在不同变形温度和不同应变速率条件下的热变形特性进行了研究,利用透射电镜(TEM)和光学显微镜分析了压缩后试样的微观组织.结果表明, 材料的流变应力随变形温度的升高而降低,随应变速率的提高而增大;材料的流变行为主要表现为加工硬化、动态回复和动态再结晶;相应的显微组织特征为:位错网络、混乱的位错团和胞状结构,亚晶及等轴晶.在应变速率和变形温度均较低时,增强体颗粒周围的基体中形成高密度位错区,但随变形温度的升高而减少;在应变速率较高时,增强体颗粒和基体的界面处开裂甚至增强体颗粒本身发生破碎.     

智能气囊缓冲器在航天器回收着陆中的应用探讨

文章提出将智能气囊技术应用于飞船返回舱座椅作为返回落地缓冲,设计了智能气囊缓冲器方案,并论述了智能气囊缓冲器在飞船座椅上应用的可行性。与胀环式机械缓冲器比较,智能气囊保持了较高的缓冲效率,同时可使航天员受到的冲击过载特性曲线更加平坦,从而提高航天员着陆的安全性和舒适性。     

平面埋入式进气道的口面参数选择与试验验证

为了提高飞行器的隐身性能和降低其迎风阻力,采用具有平面腹部的低雷达截面外形机身与埋入式进气道的组合是一种良好的解决方案。但迄今尚未有成熟的平面埋入式进气道设计方法可供借鉴,为此对平面埋入式进气道口面参数进行了组合对比研究,旨在通过口面参数的选择来改善进气道的气动性能。在此基础上,选择一组口面参数设计了一梯形进口的平面埋入式进气道方案,并进行了高速风洞试验验证。研究结果表明:(1)进口侧棱决定了所产生的卷吸涡的强度,而前唇口导流角决定了进口段的横向压力梯度,两者均是驱动主流进入进气道内部的关键因素,为此对进气道总压恢复系数和周向畸变指数均有着重要影响;后唇口型线特征参数对进气道出口总压高低压区的分布起着调节作用,为此可以作为控制周向畸变指数的一种辅助措施。(2)合适的口面参数能明显改善平面埋入式进气道的性能。选取23°导流角、4°侧棱角以及30°后唇口型线特征参数组合进行了方案设计和风洞试验验证,在Ma₀=0.7,α＝-2°~8°,β＝0°~2°的范围内,进气道的总压恢复系数在0.920~0.952之间,周向畸变指数在1.142%~2.237%之间,达到了实用水平。(3)研究范围内,攻角的增加有利于改善平面埋入式进气道的总压恢复系数和周向畸变指数,而小角度侧滑时对出口流场畸变的影响不大,不仅未下降,反而稍有增加。     

小型固定翼无人机绳钩回收过程动力学分析

绳钩回收作为小型固定翼无人机的一种精确定点拦阻无损回收技术,近年来在国内外得到迅速发展。本文以某型无人机的绳钩回收系统为研究对象,对绳钩回收系统进行了参数化处理并建立了两种动力学仿真模型。一是在考虑回收架柔性基础上建立了基于Lagrange方程的绳钩回收系统的动力学仿真模型,二是在考虑绳索变形和系统结构细节基础上建立了基于MSC.ADAMS的绳钩回收系统的多体动力学仿真模型。通过上述两种仿真模型的算例分析以及与某型无人机绳钩回收试验的测试数据作对比,验证了两种动力学仿真模型在绳钩回收系统不同设计阶段的适用性和有效性。     

涡扇发动机消喘系统飞行试验验证方法研究

针对涡扇发动机消喘系统飞行试验验证需求,和传统试验方法不能有效验证消喘结束后发动机状态恢复能力的问题,根据消喘系统工作原理,提出了单次喘振和连续多次喘振下消喘系统的飞行试验验证方法。该方法通过加装座舱开关,触发发动机调节器内设置的喘振模拟模块,发出根据真实喘振信号特征设计的喘振模拟信号,从而使得消喘系统工作,验证飞行状态下发动机消喘系统对短时切油、喷口面积和可调导叶的控制及消喘结束后发动机状态恢复的能力。试验结果表明:所提出的方法能有效验证消喘系统的功能及消喘结束后发动机状态恢复的能力。本研究对发动机消喘系统可靠性和有效性的飞行试验鉴定具有一定的工程应用价值。