基于模型的系统工程在作动器领域的应用研究

以飞机作动器产品为研究对象,通过条目化需求分析,将产品设计过程进行逐级分解。利用AMESim、AN-SYS系列软件等仿真工具,建立从部件到产品的各级仿真模型,并开展仿真分析工作,通过对仿真分析过程和结果的分析,探索了基于模型的系统工程方法的工作流程,总结了飞机液压作动器基于模型的系统工程方法的应用基础。     

间隙高度对超声速膨胀器流场及性能的影响

采用三维雷诺平均N-S方程和标准k-ε湍流模型,对不同间隙高度超声速膨胀器的流场和性能进行了数值研究,结果表明:间隙高度显著影响三维流道内的局部流动特性和超声速膨胀器的整体性能,随间隙高度增加,气流最高相对马赫数降低,高速区范围逐步缩小;泄漏涡增强,尺度变大,横向和径向运动明显,泄漏损失增加,但激波及激波附面层相互作用的损失降低;超声速膨胀器的膨胀比先增大后减小,等熵绝热效率持续降低.下端壁、吸力面附近低能流体之间以及与壁面的摩擦损失和间隙泄漏损失是有间隙超声速膨胀器三维流道内损失的主要来源,超声速膨胀器的间隙高度宜在0.9%h₀~1.5%h₀之间选取.      

基于极大似然估计器的GNSS矢量跟踪算法

矢量跟踪是一种将全球导航卫星系统(GNSS)接收机的信号跟踪与导航解算融为一体的跟踪算法。传统的基于矢量延迟/频率锁定环(VDFLL)的跟踪算法普遍采用延迟锁定环(DLL)和锁频环(FLL)鉴别器计算伪距和伪距率偏差观测量,由于锁频环鉴别器存在近似误差和一步延迟效应,在高动态环境下容易造成环路失锁。从直接估计卫星信号特征参数的角度出发,基于中频信号模型构建码相位和载波多普勒的极大似然代价函数,采用非迭代估计算法得到各通道码相位和多普勒频移的估计偏差,转换为卡尔曼滤波器的观测矢量,提出一种基于极大似然估计器(MLE)的矢量跟踪算法。理论分析和仿真结果表明:新算法结合了极大似然估计和矢量跟踪的优点,克服了FLL的延迟效应,与基于VDFLL的矢量环路相比,高动态环境下的跟踪稳定性更好,可以对被遮挡的卫星保持持续的跟踪。     

多尾鳍仿生航行器推进性能的三维数值研究

采用格子波尔兹曼方法及浸没边界法,发展了一套适用于自由游动的三维数值研究程序。进而以多尾鳍推进仿生航行器为原型,讨论了尾鳍数目、形状、材料刚度等构型参数及振幅、频率等尾鳍摆动参数对推进性能的影响。结果表明对称布置、反对称摆动的双尾鳍能够明显消除侧向力而避免航行器主体的横向晃动,且推力大于两个单独尾鳍的简单加和;在中等Reynolds数下,具有波动性质的柔性尾鳍不论是推进速度还是推进效率均优于刚性尾鳍;当尾鳍单纯摆动推进时,具有完整鳍面的半椭圆形尾鳍的推进性能优于后部有缺口的深叉形尾鳍。     

无旋锥形液膜表面波不稳定性试验研究

为了研究针栓式喷注器无旋锥形液膜表面波不稳定特性,采用高速摄影获得了不同压降下表面波波动图像,测量了液膜表面波破碎点波长、振幅以及破碎长度等特征信息。利用试验结果修正了无旋锥形液膜色散方程中的参数C和ln(η_bη_0),并求解了色散方程。研究了喷注压降对液膜破碎长度、破碎时间以及破碎点波长的影响。结果表明:随着喷注压降的增加,液膜破碎长度和破碎时间均降低,并且降低趋势越来越缓,液膜表面波发展的非线性增强,理论值与试验值的偏差由3.9%增大到29.2%;液膜破碎位置处扰动波长随喷注压降的增加而降低,并且试验值比理论值偏大50%左右,无旋锥形液膜破碎模型可定性分析针栓式喷注器液膜表面波不稳定性。     

C频段宽带线／圆极化器小型化设计

为适应C频段卫星测控通信车栽天线机动布站功能,须研制一种轴向尺寸小于1．2m的小型化天馈系统,针对该问题,对关键组件线／圆极化器进行小型化设计。在理论分析极化器原理的基础上,采用在聚四氟乙烯基材上打孔的方法使一种介质实现多种相对介电常数,设计了C频段收、发均覆盖575MHz带宽的小型化宽带极化器,在56％相对带宽内实现小型化,轴向尺寸缩短至常规极化器的1／a,经HFSS（HighFrequencySimulationSoftware,高频仿真软件）仿真计算,并与同频段常规极化器性能进行分析比较,结果表明：该极化器移相量与匹配性能良好,满足指标与使用要求。     

一种星敏感器-陀螺组合定姿的实时在轨标定方法

研究了一种星敏感器一陀螺组合定姿方式中的姿态敏感器误差的实时在轨标定方法。首先,选择直观的欧拉角作为姿态描述参数,根据星敏感器和陀螺的测量原理建立星敏感器一陀螺在轨标定的测量方程和状态方程,并以此建立数学模型。其次,采用简单高效的EKF（ExtendedKalmanFilter,扩展卡尔曼滤波）作为估值算法,进行了在轨标定数值仿真。对于航天器姿态定向中出现的姿态角和星敏感器安装角之间的耦合问题,通过在特定姿态通道上施加简单姿态机动实现了解耦。数值结果表明,该实时在轨标定方法,尤其是所提出的姿态角和星敏感器安装角解耦策略,可以实现对航天器姿态的实时精确估计以及对星敏感器安装误差、陀螺常值漂移和相关漂移等误差的实时在轨标定。该方法可用于航天器姿态测量设备的实时在轨标定和航天器姿态的高精度实时确定。     

煤油/氧气预爆器爆震波特性研究

为了解决液态煤油旋转爆震发动机短距离快速起爆问题,进行了煤油/氧气预爆器方案设计。此方案包括双级轴向旋流和离心喷嘴匹配方案、半圆轴向垂直预爆管和圆管切向预爆管等设计,建立了液态煤油/氧气预爆器爆震波特性试验台。探讨了不同工作时序、当量油气比、预爆管结构等对预爆器爆震燃烧特性的影响。结果表明预爆器产生的爆震波压力达到4.0MPa以上,爆震波传播速度高于1300m/s,液态煤油/氧气最佳当量油气比存在于0.6-0.73之间一点。对比半圆轴向垂直预爆管和圆管切向预爆管,圆管模型爆震波压力明显高于半圆管模型,而传播速度却低于半圆管模型,圆管模型整体存在着前导激波的生成,而半圆管模型却在生成的爆震波后方有明显的压力波动现象     

扫频式射流对涡轮叶栅间隙泄漏流动影响的数值研究

为控制涡轮叶栅中叶顶间隙泄漏流动和改善涡轮气动性能,将扫频式射流器(SJA)作为一种主动流动控制方法应用在涡轮叶栅的研究中。通过非定常数值计算,分析了SJA对涡轮叶栅叶顶间隙流动的作用过程以及作用机理,并且研究了不同工况下SJA对涡轮叶顶流场改善效果以及不同频率的SJA对叶顶流场的影响。结果表明:通过在涡轮叶栅上端壁增加单个SJA装置,可以有效地延迟上端壁的流动分离,其中最佳方案射流流量仅为进口总流量的0.35%,涡轮叶栅出口截面总压损失系数减少了11.48%。存在着最佳的频率284Hz,使SJA装置对流场的作用效果最佳,有效地改善了涡轮叶栅内的间隙流动。     

进口流量对无管式减涡器流阻特性影响研究

为分析进口流量对压气机引气系统无管式减涡器压力损失的影响及无管式减涡器减阻效果,采用数值模拟与试验研究相结合的方法对无管式减涡器开展研究,并与直喷嘴模型进行了对比。模型试验验证了数值模拟方法的可靠性,通过数值模拟,建立了无管式减涡器流阻特性"S"形曲线三分区模型,分析了无管式减涡器各截面间压力损失及其占比随无量纲质量流量变化规律。在计算流量范围内,与直喷嘴模型相比,无管式减涡器平均可降低压气机引气系统压力损失约45.9%。在第二拐点处,共转盘腔内压力损失降低了96.44%,此时无管式减涡器减阻效果最佳,较直喷嘴模型压力损失降低了73.44%。