带控制律导弹投放数值模拟

基于非结构重叠网格技术,耦合舵面控制律模块,采用非定常雷诺平均NS方程,建立了模拟控制律作用下导弹投放分离动态特性的CFD数值方法.非结构重叠网格生成技术以“物面相交”方法确定洞边界,在多套网格重叠部分采用算术平均进行物理量的计算传递.采用机翼/挂架/带舵外挂物模型,以及不同的舵面控制规律展开了对比计算,分析了结果.并比较了某导弹有无控制律作用时从某战斗机分离的动态特性,研究了增加控制律的必要性.     

空间飞行器抓捕非合作目标后的复合控制

随着空间技术的不断发展，空间飞行器抓取非合作目标的稳定控制技术变得日益重要。基于拉格朗日动力学原则对空间飞行器进行动力学建模，考虑了非合作目标的未知参数、空间飞行器模型的不确定性及存在外部干扰的情况，理论分析了自适应控制及基于非线性干扰观测控制的可行性，并对比了二者的优缺点。在此基础上提出了一种可以在线精确估计非合作目标未知参数的复合控制方法，并进行了仿真验证。仿真结果表明，所提方法能够将所有参数的估计误差限制在很小的范围内，相对于自适应控制方法有了显著改善。     

纵列式直升机双旋翼气动特性分析

由于纵列式直升机前后旋翼之间会产生复杂的干扰现象,本文针对两旋翼之间的气动干扰问题进行了流场分析。首先,建立了基于动量源模型和N-S（Navier-Stokes）方程的数值研究方法,选用k?ω SST两方程湍流模型,采用基于压力隐式求解器,并对所建立求解方法进行了算例验证。随后,对悬停状态,前向来流状态,后向来流状态的纵列式双旋翼直升机前后旋翼干扰流场分别进行了数值模拟,并结合计算结果与流场特性,对干扰流场所产生的气动现象进行了分析。结果表明,针对本文算例,悬停状态前后旋翼性能均降低,后旋翼对前旋翼的性能影响较大。前向来流状态后旋翼升力损失大于悬停状态,后向来流状态前旋翼升力损失更为明显,最低处旋翼效率损失近半。     

S弯喷管喷流噪声特性研究

为了研究S弯喷管亚声速喷流的噪声特性,采用大涡模拟结合FW-H方程方法,通过数值模拟得到轴对称喷管和S弯喷管的流场及远场噪声。结果表明：S弯喷管的S形弯曲及圆转方构型导致了主流流向变化和横向压力梯度,S弯喷管出口截面角区及下方中心线附近均有不同尺度的旋涡分布,通过加强掺混减弱喷流与大气之间的剪切,使得S弯喷管噪声源尺度小于轴对称喷管。S弯喷管将St=0.08~0.2的噪声转移到St=0.2~0.3,在喷流下游10°~50°,S弯喷管相比于轴对称喷管噪声总声压级减小了6~8dB,在20°接收点处降噪效果最佳,相比于轴对称喷管减小了约8dB。在喷流上游S弯喷管降噪效果减弱,仅减小了2~4dB。在下游10°~80°处,S弯喷管水平探测面噪声总声压级比垂直探测面高2~3dB,在喷流上游二者差异较小。     

高阶熵条件格式下Euler方程与 N-S方程的混合算法

针对在工程问题中使用N-S方程计算量大的问题,提出只在粘性作用显著的局部区域求解N-S方程,在流场的其余部分采用Euler方程计算的办法来模拟具有复杂外形的流动问题,并提出了一种基于高阶熵条件格式的算子分裂算法.应用所构造的算法对绕迫击炮弹的亚、跨超声速流动进行了模拟计算.计算结果与试验数据的对比表明,所提出的方法是切实可行的.      

带有两个飞轮的欠驱动航天器姿态稳定控制研究

在系统总角动量不为零的前提下,仅带两个飞轮的航天器无法实现本体系相对于惯性系三轴姿态角为零的稳定控制,而已实现的角速度稳定控制和自旋稳定控制也无法满足姿态控制任务的多样化需求。于是在系统总角动量不为零时,首次提出存在最大程度姿态稳定形式为航天器本体三轴角速度稳定,同时固连于航天器的某一特定视线轴指向任意给定惯性方向。利用一种新的姿态描述形式推导出了角速度为零时航天器的目标姿态,然后基于线性化后的系统设计了线性二次型最优控制器。数值仿真表明利用此控制器能实现所提出的姿态稳定形式,这对于无须实现本体系相对惯性系三轴姿态角为零,而只需对固连于本体的天线或相机进行惯性空间定向控制的航天器将完全满足其姿态控制要求,同时也能提高欠驱动航天器的可靠性。     

Timoshenko梁理论测定纤维增强复合材料动模量

本文考虑剪切变形和转动惯量的影响,采用Timoshenko梁理论,推导了悬臂梁自由端具有集中质量情形下的特征方程,并对固支自由和自由自由两种支持下的碳/环氧单向层梁的动模量E_1和F_2进行了计算和比较。文中还讨论了不同长厚比以及高阶共振频率下的剪切变形及转动惯量的影响。     

对动态目标制导的导弹动力学逆系统跟踪控制

结合目标-导弹的运动特性,运用逆系统方法与制导原理,设计了导弹质心运动的Euler动力学系统跟踪控制器。在控制器设计中,综合考虑了目标飞行状态、控制律、制导律、解耦性及抗干扰性这几个重要因素。通过对弹体坐标系下导弹的外力矩实施控制,实现偏转角速度对动态目标的渐近跟踪控制。通过仿真验证,说明了控制器设计的合理性和有效性。     

跨音速机翼操纵面定常、非定常气动力计算

采用代数方法及椭圆型方程线松弛迭代优化方法生成三维ＣＨ贴体网格。用时间精确近似因式分解差分方法求解守恒型非定常全位势方程。操纵面偏转用物面当量法向速度模拟。考虑附面层影响,通过粘位迭代得到跨音速机翼操纵面的定常、非定常气动力。所得结果与实验数据相当吻合。     

Stokes问题的集中质量非协调有限元法

针对其平面有界凸区域上的一类非定常不可压Stokes方程，提出了一种新的有限元方法，借助于所谓的速度一压力混合型公式，讨论了非定常不可压Stokes方程的质量集中非协调有限元逼近格式(全离散情形)。首先，给出了非定常不可压Stokes方程的质量集中非协调Galerkin有限元逼近的全离散格式，其次，对所讨论问题的解与其所给出的离散问题的解之间的误差进行了分析研究；最后，利用Stokes投影算子的性质和离散的LBB条件，得到了非定常不可压Stokes方程关于速度L2模和能量模及压力L2模方面的最优阶误差估计。