可调高压导叶对1＋1/2对转涡轮性能影响的数值研究

对1＋1/2对转涡轮高压导叶转动不同角度后不同落压比时的涡轮性能进行了数值计算和分析,获得了不同导叶开度和不同落压比对涡轮性能影响的关系曲线.结果表明,高压导叶转角的变化可以有效地调节1＋1/2对转涡轮的流量;当导叶打开时,随着落压比的变化涡轮效率存在一个峰值,当导叶关闭时,涡轮效率随落压比的减小持续降低,并且降低的幅...     

一种针对冗余执行机构配置的修正直接分配算法(英文)

控制分配考虑期望控制量在冗余执行机构配置间的指令分配问题。本文基于执行机构的可达集提出一种修正直接分配新算法,重点解决该类算法的分配效率问题,并与修正伪逆再分配法、基于单纯形法求解的直接分配法线性规划模型以及次梯度优化算法进行对比分析。为减少原始直接分配法的离线计算时间,提出基于执行机构安装矩阵的零空间构建可达集信息,使离线计算时间在执行机构数目小于10时优于传统基于行空间的构建方法。在线计算中,提出基于单位可达集顶点信息寻找与期望控制量射线方向临近的可达集表面,从而缩小搜索范围、降低在线计算时间。仿真结果表明:修正算法不显著增加离线数据存储量,并将在执行机构数目小于10时至少降低32.22%的离线计算时间;在线计算中,其平均在线时间较对比算法均有大幅提高;在高度冗余控制分配问题中,修正算法将具有更大优势。     

Robust Hybrid Control for Ballistic Missile Longitudinal Autopilot

This paper investigates the boost phase’s longitudinal autopilot of a ballistic missile equipped with thrust vector control. The existing longitudinal autopilot employs time-invariant passive resistor-inductor-capacitor (RLC) network compensator as a control strategy, which does not take into account the time-varying missile dynamics. This may cause the closed-loop system instability in the presence of large disturbance and dynamics uncertainty. Therefore, the existing controller should be redesigned to achieve more stable vehicle response. In this paper, based on gain-scheduling adaptive control strategy, two different types of optimal controllers are proposed. The first controller is gain-scheduled optimal tuning-proportional-integral-derivative (PID) with actuator constraints, which supplies better response but requires a priori knowledge of the system dynamics. Moreover, the controller has oscillatory response in the presence of dynamic uncertainty. Taking this into account, gain-scheduled optimal linear quadratic (LQ) in conjunction with optimal tuning-compensator offers the greatest scope for controller improvement in the presence of dynamic uncertainty and large disturbance. The latter controller is tested through various scenarios for the validated nonlinear dynamic flight model of the real ballistic missile system with autopilot exposed to external disturbances.     

高超声速进气道附面层分离无源被动控制

为了控制超燃冲压发动机进气道唇口反射激波诱导的附面层分离,根据其流动特征,提出了附面层泄除-吹除互相驱动的自适应、无源、被动控制方案。并采用空间HLLE格式、LU-SGS隐式推进、多块结构网格的有限体积法数值模拟程序对该流动现象进行了数值模拟。数值结果表明,施加自适应无源被动控制后,分离区长度减小为无控制时的45%,控制区域的总压恢复系数和流场均匀性提高。从而证实了自适应、无源、被动控制抑制高超声速进气道附面层分离的可行性。     

涡轴发动机/直升机综合控制仿真平台设计

建立了UH-60直升机/T700涡轴发动机综合控制数字仿真平台。基于VC++环境开发了包含UH-60直升机/T700涡轴发动机综合实时模型的上位机程序,与运行机载涡轴发动机+旋翼实时模型及在线优化控制模式的下位机程序。两者基于TCP/IP协议实时通讯,可进行模拟实际直/发综合优化控制的数字仿真实验。在该数字仿真环境下,分别给出了提高直升机常规飞行性能的多种优化控制模式仿真、变旋翼转速优化控制以及快速功率跟随控制模式仿真,充分表明该平台可为新一代直/发综合系统的开发研制提供一个可靠的前期数字仿真验证。     

飞行器轨迹优化方法综述

飞行器轨迹优化是飞行器总体设计的关键环节,特别是在现代空间飞行器和高超声速飞行器设计过程中发挥着重要作用.在全面调研国内外现有轨迹优化技术的基础上,提出了飞行器轨迹优化新的分类方式,概述了多种飞行器轨迹优化的原理和应用,并详细分析了各自的优缺点和发展趋势.最后介绍了现在实际应用的多种轨迹优化软件.     

基于结构不确定性的非线性鲁棒制导律设计

根据多普勒雷达导引头和红外成像导引头多模制导导弹弹道中段制导信息精度的特点,以非线性鲁棒控制理论为依据,设计了一种制导律.仿真结果表明,该制导律对弹目相对距离测量干扰有较好的鲁棒性,对目标大机动也有鲁棒性.因此,这种制导律可以作为多普勒雷达导引头和红外成像导引头多模制导导弹弹道中段的制导律使用.     

双涵道S形弯管气动性能的数值研究

环型双涵道S形弯管是涡轮风扇发动机中连接风扇和高压压气机的重要部件。采用有限容积法对双涵道S形弯管在不同进气条件下的流场进行了数值研究。计算过程中使用两种不同的湍流模型：标准k-ε模型和雷诺应力模型。通过对比可以发现两种湍流模型的计算结果有着明显的差别,尤其是在存在较强剪切应力的区域。此外,还对不同的进气条件（环形管流和均匀来流）对S弯管流场的影响进行了分析。可以看出,不同进气条件中附面层速度剖面的不同能够影响S弯管中轴向速度的分布与发展。     

甲烷-空气贫燃料预混燃烧的数值模拟

针对燃气轮机燃烧室火焰筒中的甲烷-空气贫燃料预混燃烧问题,给出了基于八步化学反应动力学机理的数学模型。以某型航空发动机燃烧室火焰筒为例,对甲烷-空气贫燃料的预混燃烧进行数值模拟。研究结果表明,基于八步化学反应动力学机理的数值模拟方法,可以比较准确地反映燃烧产物的形成过程,在分析航空发动机燃烧室火焰筒内的贫燃料预混燃烧问题时具有较强的实用性。     

基于动态空域管理的安全性研究

当前静态的空域结构已很难适应不断变化的流量对空域的使用需求,动态空域管理概念为解决这一问题提供了一个可行的解决方案。扇区结构优化调整作为动态空域管理的核心内容在解决空域资源使用紧张问题的同时,也给当前管制工作安全带来了挑战。主要从管制员工作负荷、空域结构调整可能带来的管制操作困难及空域划分触发机制3个方面来探讨研究动态空域管理相关安全性问题。