一种空间推扫型光学成像系统几何映射方法

卫星光学遥感器在轨成像会受到颤振的影响,因此图像品质受姿态稳定度的影响很大,而高分辨率图像受到平台误差的影响更加明显。通过研究空间相机的几何模型,提出了一种从地球坐标系到空间光学遥感器坐标系之间的转换关系;分析了在轨卫星的姿态误差和运动源,并在几何模型中加入了内外方位元素特征;然后进行了空间TDICCD相机的成像仿真实验。为了在像面上模拟颤振,分别进行不同模态的颤振仿真,并且对视线范围内多模态综合作用进行仿真。仿真实验是基于三个轴系方向的,并且计算了TDICCD仿真图像的几何畸变量,模型中几何畸变量的测量尺度达到亚像素级,结果有利于指导卫星平台和遥感器的参数设计。     

一种标定相机内方位元素的迭代算法

为优化自标定技术解算内方位元素数学模型,阐述了一种利用自标定技术进行相机内方位元素标定的迭代算法。内方位元素结果优化采用牛顿—拉夫逊迭代算法,在保证计算效率的同时能够获得较高的精度。B双空间几何理论建立于正方形在物、像两空间的射影几何关系,利用二维棋盘格标定图像中点、线、面间固有的几何关系得到迭代算法初值;采用包含3个径向和2个切向畸变系数的畸变模型能够更好地表达镜头畸变情况;标定方法操作过程简单、实验误差小。为与张氏标定法进行比较,对使用张氏标定法的图像数据进行实验,得到与其相同标定精度的实验结果,验证了基于B双空间几何法的自标定方法的正确性和可行性。     

航空直喷发动机缸内混合气形成的试验

基于航空活塞式基础样机的结构特点,自主研制了单缸低压直喷全透明光学发动机,并利用高速摄影对缸内混合气形成进行试验研究.分析了不同燃烧室形状、燃油启喷时刻以及发动机转速等条件下低压直喷发动机缸内的混合气形成规律.研究结果表明:新设计的偏心碗型活塞顶面能够有效地引导燃油喷雾形成向燃烧室顶部卷吸的运动,从而使得燃油液滴聚集在双侧火花塞附近;燃油喷射时刻对混合气形成影响很大,当进气门开度较小且活塞与上止点距离较为适中时喷射燃油,混合气形成质量最好;进气运动较强烈时,发动机转速提高会加速燃油液滴的蒸发,但同时活塞顶面对喷雾的引导作用被削弱,混合气形成质量变差;当进气运动变弱时,发动机转速提高会增强活塞顶面对油束的作用,即引导作用变强.      

内收缩比可控的二元高超声速变几何进气道研究

提出了一种进气道内收缩比可控、包括唇口后退等几何动作的变几何进气道的设计思路,给出了具体的设计过程及影响因素.据此开展了二元高超声速定、变几何进气道气动方案设计,并进行了细致的数值模拟,给出了进气道气动性能参数随来流马赫数的变化规律,将定、变几何进气道气动性能进行了对比分析,结果显示:设计马赫数下,定、变几何进气道气动性能基本相同;非设计马赫数下,变几何进气道的流量系数明显高于定几何方案,且马赫数越低,两者相差越大.静压比、温升比、总压恢复系数及隔离段出口马赫数则相差不大.      

机动飞行非线性解耦控制

给出了非线性解耦系统平衡点的计算公式。用微分几何控制理论研究了飞机非线性运动的 3种解耦运动模式,并用这 3种模式实现了 3种形式的敏捷性机动和直接升力控制的 3种基本模式,即 An,α1和α2 模式。计算结果表明,给出的 3种解耦模式能精确地实现这些运动模式。为飞机敏捷性和直接力控制问题提供了一种理论研究方法     

双框架MSCMG框架伺服系统的动力学解耦及扰动补偿

双框架磁悬浮控制力矩陀螺(MSCMG)框架伺服系统是一个多变量、强耦合、非线性的复杂系统,针对耦合力矩对框架系统速率伺服性能的影响,以及框架系统动力学解耦之后存在残余耦合、卫星运动引起的牵连力矩和非线性摩擦的问题,提出了微分几何法与扩张状态观测器(ESO)相结合的高精度控制方法,在线性化解耦的基础上对残余耦合、牵连力矩及非线性摩擦进行观测补偿以提高框架伺服系统解耦及速率跟踪性能。仿真结果表明、由耦合力矩引起的内、外框架速率波动最大值分别从0.18(°)/s和0.12(°)/s减小到5×10^-3(°)/s和4×10^-3(°)/s,内、外框架正弦角速度跟踪误差分别从0.18(°)/s和0.19(°)/s减小到0.005(°)/s和0.004(°)/s。所提出的方法实现了框架伺服系统的动力学解耦以及非线性摩擦和牵连力矩的补偿,提高了框架系统的解耦性能和速率伺服精度。     

RBCC进气道双流道变几何方案研究

提出了一种基于双流道变几何的二元进气道设计方案:通过下流道的开关,实现进气道压缩角和收缩比的调节,使得进气道能够适应更宽的工作范围,并能兼顾与飞行器和燃烧室的一体化设计.研究表明:该方案可在保证原有双模态冲压发动机进气道高来流马赫数性能不变的前提下,将自起动马赫数降至引射/亚燃模态过渡点附近,该方案自起动马赫数为2.8;低来流马赫数时进气道具有较高的流量系数（来流马赫数为3.0时达到0.62）、较高的总压恢复系数（来流马赫数为3.0时达到0.79）和较低的阻力（低来流马赫数时降低了30%多）.      

变几何涡轮叶栅叶端小翼的气动性能

针对大子午扩张变几何涡轮在可调静叶转动时旋转轴端严重恶化端区流场的问题,提出在可调静叶的机匣端部应用小翼结构的方法以克服这一问题并减少叶端间隙泄漏流动。应用数值方法和标准k-ω两方程湍流模型,并结合低速风洞试验,首先研究了可调静叶栅小翼端部流场及损失分布,并考虑了可调静叶转动的影响,随后给出了叶端凹槽状小翼结构,并评估了其气动性能以及对间隙变化的敏感性。研究结果表明：在可调静叶栅中应用叶端小翼不但可以避免可调静叶转动时旋转轴端恶化端区流场,还降低了叶端间隙泄漏驱动力,从而使得可调静叶在所有转角下都具有较好的端区流动性能,并且叶端小翼结合凹槽结构可以进一步减少间隙泄漏,总体上可调静叶栅总压损失系数降低了8.9%。     

一种改善高超声速进气道自起动能力的流场控制研究

为了改善高超声速进气道在低马赫数下的自起动能力,提出了一种在进气道内利用不起动时诱导激波前后静压差开设回流通道的流场控制概念,对其改善流场特性的机理及回流通道典型几何参数对进气道流场特性和气动性能的影响进行了分析,获得了回流通道典型几何参数对进气道自起动性能的影响规律,并与原型面进气道性能进行对比分析。结果表明:回流通道使进气道自起动马赫数由Ma=4.7降低至Ma=3.6,进气道工作马赫数范围得到显著拓宽;回流通道进口位置对进气道自起动马赫数存在较大影响,但自起动马赫数几乎不随回流通道出口位置、回流通道宽度(b≥8mm)而改变;在低马赫数时,回流通道对进气道不起动流场有明显改善。而高马赫数下回流通道对进气道性能几乎不产生影响,保证了高马赫数下进气道的性能。     

一种新的自由涡尾迹计算方法

在使用自由涡理论进行旋翼气动计算时,尾迹几何结构的确定是计算旋翼气动载荷以及空间流场计算的关键。发展了一种新的自由涡尾迹结构计算方法,该方法能快速得到收敛的尾迹结构,能比较准确地计算桨叶载荷分布。算例与实验数据的比较验证了该方法的正确性。