五冗余捷联惯组最优配置设计

导航制导系统的高可靠性直接决定了固体运载火箭飞行任务完成的质量,而惯组冗余技术是目前提高系统可靠性的主要方式之一。文章以固体运载火箭导航系统中一种三正交两斜置的五冗余捷联惯组配置方式为对象,以导航性能指标最优为目标函数,构造了最优配置下的非线性矛盾方程组,采用最小二乘法求解得到最佳逼近解,得到五冗余捷联惯组的最优配置,并通过仿真进行了验证。结果表明,三正交两斜置的五冗余捷联惯组最优配置共有24组解,其全部解的导航性能指标均为1.424 3;当某个正交轴出现故障时,能够从斜置轴信息中重构出正交轴信息,以保证导航信息的准确性和精度,且导航误差在5倍陀螺器件自身误差当量之内。     

DDM的实现策略及网格尺寸的优化

在研究数据分发管理服务中，基于区域的数据过滤和网格的数据过滤机制，针对它们的不足，并依据仿真的动态性，提出一种综合基于网格与区域匹配机制的动态数据过滤机制，仿真结果表明，该算法能大大减少匹配次数及不相关信息的传输，从而节约系统及网络资源，较好地实现数据过滤，针对这种数据过滤机制，指出合适地选取网格尺寸能进一步优化性能，并从最小化开销出发，推导出求取网格尺寸最优值的数学方法，这对网格尺寸的选取有重要的参考作用。     

基于因子图的冗余惯组斜置轴在线标定方法研究

针对在线条件下冗余惯组系统器件误差标定过程中存在依赖正交轴惯组信息以及误差项耦合问题,提出了一种基于因子图的方法。建立不依赖于斜置轴惯组正交的惯组系标定模型,以速度、位置信息作为测量数据,建立基于因子图方法的标定模型;设定滑动窗口与反馈,以提高标度因数误差与安装误差的估计精度。仿真结果表明：在线情况下,该方法可以对冗余惯组斜置轴标度因数误差及安装误差提供高精度的标定,标定误差维持在12%左右。     

平面大头叶栅跨声速流动的一种有效解法

准确数值预估叶片头部表面的压力分布,一直是叶片气膜冷却设计中十分重要而又尚未圆满解决的问题。本文针对这个问题提出了一个高准确度、高效率的计算方法。 在文献[1]的基础上,本文从任意正交曲线坐标系中的基本方程出发,引入Von Misses变换,导出了相应的流线控制方程,并具体地在拟边界层坐标系中计算了RA叶栅流场,结果与实验符合甚好,据作者所知,本文方法是已见到的计算同类叶栅方法中准确度最高、花费机时最少的。     

基于主/被动联合控制技术设计的高负荷扩压叶栅内部流场结构研究

为进一步优化设计工作做准备,以基于主/被动联合控制技术设计的高负荷扩压叶栅作为研究对象,在进口为高亚声速的条件下,利用数值模拟的方法,详细研究了冲角变化对扩压叶栅壁面流谱以及气动损失的影响。结果表明,负冲角下,后列叶栅内部存在较大尺度的角区分离流动,构成叶栅损失的主要来源;随着冲角增加,流经串列叶栅近端壁处缝隙流道内流体的相对动量增强,后列叶栅角区分离流动受到抑制,端区二次流动损失降低,+3°冲角下,上、下20%叶展区域内总压损失分别降低了4.4%、6.8%,但前列叶栅叶型分离流动加剧,主流区损失增加;合理协调端壁附面层抽吸技术与串列叶栅技术的应用是提升高负荷扩压叶栅全工况气动性能的关键。     

端壁等离子体气动激励抑制高负荷压气机叶栅角区流动分离实验

为揭示端壁等离子体气动激励抑制高负荷压气机叶栅角区流动分离的影响规律和流场特征,在不同流场参数和激励条件下分别开展了微秒脉冲和纳秒脉冲等离子体气动激励抑制叶栅流动分离的实验研究.结果表明:端壁等离子体气动激励可以有效抑制叶栅角区的流动分离,其作用效果在攻角为3°时最佳,随攻角的增大逐渐下降;微秒脉冲激励的流动控制效果随来流速度的增大而降低,随激励电压和占空比的增大而提高,最佳非定常脉冲频率为500Hz;在较高来流速度下,微秒脉冲激励的作用效果十分微弱,但纳秒脉冲激励能够有效抑制角区流动分离;纳秒脉冲激励的流动控制效果随激励电压增大而提高,激励频率对控制效果至关重要,作用效果随激励频率的增大而不断增强,但当激励频率为5kHz时,作用效果有所下降.      

适应较大叶型弯角范围的轴流压气机落后角模型

通过对多种落后角模型进行研究对比,选出其中一组,并对设计状态落后角模型重新修正,在此基础上结合S1流场计算发展了一种适用于轴流压气机落后角预测的模型.另对非设计状态落后角计算采用了修正模型.结果表明:建立的计算程序在一定的攻角范围内,对S1流场的预测结果是比较准确的,通过多组平面叶栅验证,在叶型弯角较大或者较小时,设计状态落后角模型预测精度均提高,误差范围控制在1°以内;建立的轴流压气机落后角预测模型,对多组轴流压气机设计状态落后角预测,误差都不超过2°,初步验证了模型的有效性.     

软体外物撞击叶栅时的切割模型

鸟、冰雹、冰块的撞击统称为软体撞击。随空气一起吸入发动机的软体外物首先要受到风扇或压气机叶栅的切割作用,故与叶片发生撞击的是经切割后的软体外物切片。为此,在着手分析撞击过程之前,首先要确定切片的几何形状及质量,即建立软体外物的切割模型。 本文推导了确定最大鸟切片与最大冰球、冰块切片的几何尺寸及质量的表达式。作为算例,针对某型号发动机的有关参数,计算了当受到不同质量的鸟及不同直径的冰球撞击时,最大切片的尺寸与质量。本文的工作为建立软体外物撞击叶栅时的载荷模型提供了前提条件。     

尾缘冷气喷射对超声涡轮叶栅性能的影响

采用试验与数值模拟相结合的方法,研究了某超声速涡轮导向叶栅尾缘冷气喷射对叶栅流场结构的影响。数值模拟时,使用环形叶栅模型近似模拟平面叶栅内的流动。研究结果表明:数值模拟结果与试验结果吻合较好;尾缘冷气喷射可减少主气流在尾缘停滞区的能量耗损,削弱叶栅尾缘处的内边缘激波,叶栅气动效率随冷气量的增加先增大后减小;尾缘冷气喷射对叶栅出口附近气流角的周向分布有影响,但对质量平均的叶栅出口气流角基本无影响。     

边界层吹吸气对高负荷扩压叶栅性能的影响

采用边界层流动控制能够有效抑制扩压叶栅的流动分离。以某大弯折角低稠度扩压叶栅为研究对象,利用数值模拟手段研究了原型、叶片表面边界层单独吹气以及吹吸气相结合等边界层控制手段下的流场和叶栅性能变化情况。结果表明,无论是单独吹气还是吹吸气相结合的边界层控制方法,都能有效控制扩压叶栅中的边界层分离,从而较大幅度地增大叶栅负荷,并降低气动损失;计算表明,吹气和吸气的效果不尽相同,且吹吸气口位置及吹吸气流量对边界层的流动亦有较为明显的影响。其中采用1.7%的吹气流量,结合1.38%的吸气量,可以使静压增压比提高15%以上,而损失系数降低至原型的20%以内。