推力矢量对飞机大迎角动态气动特性的影响

推力矢量是提高战斗机大迎角动态气动特性,提升其过失速机动能力和飞行品质的重要手段。新一代战斗机的高机动性要求也使气动和推力矢量的融合控制研究日益重要。针对中国空气动力研究与发展中心∅3.2 m开口低速风洞,研制了喷流模拟器和通气动态试验装置,建立了带推力矢量的大迎角动态试验技术。开展了不同减缩频率、不同落压比、不同喷管偏角时的大迎角俯仰振荡运动特性试验研究。结果表明：与无喷流试验相比,带喷流时模型的动态特性均随着落压比和喷管偏角的变化呈现规律性的变化;力和力矩系数形成的迟滞曲线面积随着落压比和偏角的增加而增加;减缩频率的变化对模型的动态特性影响小于无喷流时的影响。总的来说,推力矢量的影响未改变模型大迎角动态特性的基本规律,但是随着推力矢量角度和大小的变化,有规律地改变了模型动态气动力和力矩的变化幅度。     

多无人机协同打击制导控制技术研究进展

自杀式无人机具备长时巡航侦察和高速突防打击的特点,为充分发挥其集群进攻优势,突破复杂环境下的协同打击制导控制技术具有重要意义。由单机控制到集群动态协同、由单一约束到时空综合控制是探索时空约束下多机协同控制的基本思路。本文介绍了无人机集群进攻的应用背景,分析了多机协同打击系统发展现状;探究了攻击时间可控制导律、攻击角度可控制导律、时空约束下集群协同制导控制等关键技术;总结了当前无人机协同运用中的不足之处,并对下一步的研究方向进行了展望。本文研究的内容对于集群攻击作战运用及多机协同控制器的设计具有一定的参考意义。     

考虑驾驶仪动态特性的固定时间收敛制导律

针对打击机动目标的制导问题,设计了一种同时考虑攻击角度约束、自动驾驶仪动态特性和固定时间收敛的新型制导律。首先,基于非奇异终端滑模控制和固定时间稳定性理论,采用反步递推方法设计制导律。在制导律设计过程中,设计了一种固定时间收敛的非奇异终端滑模面,基于固定时间控制和滑模控制,设计虚拟控制律,构造一种非线性一阶滤波器解决传统反步设计中的"微分膨胀"问题。基于超螺旋算法和固定时间稳定性理论,设计了一种固定时间收敛的滑模干扰观测器,用于估计目标机动等干扰。然后,基于Lyapunov稳定性理论,对制导律的固定时间稳定性进行了证明,并给出了收敛时间的表达式。最后,通过仿真分析,验证了所提制导律的有效性,和现有制导律相比,所提制导律具有较高的制导精度和角度约束精度、较快的系统收敛速度以及较少的能量消耗。     

蜂窝夹芯板超高速碰撞仿真

蜂窝夹芯板是一种多用于航天器的特殊结构,采用光滑粒子流体动力学算法(SP H)对蜂窝夹芯板进行超高速碰撞研究时主要存在2个问题:蜂窝芯的几何建模过程复杂;蜂 窝芯层非常薄,为保证仿真精度采用相等的粒子间距必然生成超过计算容忍的粒子数量.结 合参数化程序设计语言(APDL)、用户界面设计语言(UIDL)进行结构建模,编制了APDL生成蜂 窝芯的程序,采用UIDL将该程序集成到ANSYS交互式界面中,能够方便快捷的生成任意尺度 的正六边形蜂窝芯.针对此方法得到的模型,采用SPH单元与壳单元相结合的方法,其中蜂 窝芯采用壳单元,入射体、蜂窝夹芯板的前、后面板采用SPH单元,对蜂窝夹芯板进行了超 高速碰撞仿真研究.仿真结果与相关试验进行了对比,仿真得到的后板破口尺寸与试验比较 接近,证实了该方法适用于蜂窝夹芯板的超高速仿真.      

模拟弹塑性碰撞的修正SPH方法

从基本的无网格光滑粒子法SPH(Smoothed Particle Hydrodynamics)近似出发,修正了模拟固体力学中大变形弹塑性碰撞的SPH方法.在边界处采用修正的边界条件,弹塑性分析过程中采用增量理论计算应力,迭代过程中用守恒光滑法进行滤波修正消除拉力不稳定.对SPH方法进行了程序实现,给出了杆弹塑性碰撞的算例.计算分析表明,SPH方法节点的影响域较大、精度较相同节点间距有限元法的结果有一定差距,但是通过增加粒子数量可以提高SPH的精度,保持了其简单性和计算大变形的特性.      

X-cor夹层结构低速冲击实验和数值模拟研究

X-cor泡沫夹层结构是一种通过Z-pin技术增强泡沫夹芯的新型高性能夹层结构。在低速冲击下,X-cor夹层结构损伤失效机制复杂,通过在不同能量阶段对X-cor夹层结构失效行为进行分析,讨论Z-pin植入体积分数和泡沫芯材密度对失效行为的影响。低速冲击试样规格为Z-pin直径0.5 mm、植入角度为22°,分别改变泡沫类型和Zpin植入体积分数进行实验,结果表明:6 J冲击能量下,冲击能量主要由面板分层承担,相对于未植入Z-pin试样,随着Z-pin植入体积分数的升高,面板分层面积最多减少了45.1%,而泡沫密度对分层面积影响不大;12 J冲击能量下,部分Z-pin发生失效,通过剩余压缩强度比发现,随着Z-pin植入体积分数的增加,剩余压缩强度比先增大后减小,植入体积分数为0.42%时最高,而此时泡沫密度增加,剩余压缩强度比也随之增加;当能量到达18 J时,芯材开始出现剪切裂纹,同时吸收大部分能量,较弱的芯材剩余压缩强度比大,而Z-pin植入体积分数越大,剩余压缩强度比反而越小。采用数值模拟的方法建立低速冲击模型,并将冲击后的结果直接传递应用于剩余压缩强度模型中,得到的结果比实验值偏高25%~29%。     

水锤效应影响因素及防护结构的数值研究

燃油箱作为飞机上易损性最高的部件,当其遭受高速射弹袭击时会产生破坏严重的液压水锤效应,直接威胁飞机安全,对水锤效应问题的数值研究具有重要意义。采用CEL方法对水锤效应问题进行数值模拟,首先同已有试验结果进行对比,验证数值计算模型的准确性;然后分析射弹入射速度、充液率对水锤效应的影响;最后对水锤效应的防护设计进行数值分析,优选防护结构设置形式。结果表明：水锤效应的破坏威力来自于冲击波,射弹动能越大、充液率越高,对油箱的破坏性越大;设置防护挡板能够在一定程度上降低冲击波对油箱结构的破坏程度,空气防护挡板结构的防护效果最佳。     

面向包容性的航空发动机机匣研究综述

机匣作为航空发动机的关键部件,其包容性能是保障飞行安全的必要条件。针对机匣包容性问题,首先,简要介绍涉及包容性的机匣类别和结构形式;其次,从理论研究、仿真分析及试验测试等方面概述机匣的冲击响应、损伤机理和包容性能等,按机匣材料类别对包容性数值仿真研究进行分类介绍,简述机匣包容性试验方法及试验研究进展;最后,总结机匣包容性研究状况并从机匣工作条件、受载情况和优化设计角度对机匣包容性研究进行展望。     

破片速度对碳纤维层合板冲击损伤的影响

为提升战斗部破片对航空复合材料结构的毁伤效果,采用空气炮冲击、数值仿真、战斗部静爆试验等手段,研究了层合板冲击损伤类型和分层面积随破片速度的变化规律,并分析了损伤机理。研究表明:层合板冲击损伤类型、机理和程度,与破片速度和层合板冲击临界速度(即冲击物穿透层合板的最小速度)的相对大小有关。在本文试验速度范围内,当破片速度小于层合板冲击临界速度时,造成背面裂缝型损伤,分层面积随破片速度增大而增大;当破片速度略大于层合板冲击临界速度时,造成背面炸裂型损伤,分层损伤范围最大;而更高的破片速度则造成切孔型损伤,分层损伤面积随破片速度的增大而减小,并趋近于切孔面积。为提高对复合材料结构的毁伤效果,应使破片着靶速度略大于层合板的冲击临界速度。     

双层涡轮叶片异形冷却单元内换热特性实验研究

基于实际加工成型的双层涡轮导向器叶片内部特征,模化出操场形和椭圆形截面冷却结构。针对其内部应用的冲击/气膜复合冷却形式,实验研究了冲击靶面的换热特性,重点分析了通道截面形状不同时,进口Re数、气膜出流以及冲击孔和气膜孔的相对位置对冲击靶面换热特性的影响。研究中发现通道内部局部Nu数呈中心对称的波浪形分布,并且气膜孔壁面上游的换热效果整体低于下游,只有在靠近气膜孔中心局部区域的换热系数较高。随着进气Re数增加,换热效果逐步增强 。实验数据表明,截面形状不同的冷却通道的换热特性规律不同。对于操场跑道形冷却通道,冲击孔和气膜孔顺排时冷却效果较好;而椭圆形冷却通道中,冲击孔和气膜孔错排时冷却效果较好。