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191.
新一代再入飞行器及空间传输系统需要了解其飞行时的气动问题及热力学问题。数值模拟高空、低密度、高熵及非平衡流动是一具有挑战性的问题。本文针对带座舱飞船高超声速再入大气过程中存在的严重气动加热现象,利用混合网格及Osher逆风格式,数值求解了三维化学非平衡Navier-Stokes方程,其中化学模型是5组分1 7个化学反应的空气化学模型,对带座舱飞船再入高度为40 km和马赫数为2 0 ,1 0的化学非平衡流场进行了数值模拟,给出了迎角为0°和2 0°情况下的各个组分的密度分布、压力等参数,并与量完全气体的计算结果进行了比较。 相似文献
192.
193.
基于自适应观测器的非线性系统故障诊断 总被引:3,自引:0,他引:3
研究一类非线性系统执行器故障诊断问题。对于故障系统,建立一种自适应观测器,通过在线调整,故障后执行器的未知参数被在线逼近。所提出的自适应调整律能够保证观测器稳定及故障估计误差收敛。最后引入卫星反作用飞轮模型,对单飞轮发生故障的情况进行了仿真,结果表明提出的方法有效、可行。 相似文献
194.
基于有限体积迎风格式对超声速燃烧流场进行了的数值模拟.由于超声速燃烧流场绕流的复杂性,要求对多组分Euler/N-S方程求解的数值模拟方法应具有较高的计算精度及效率.本文引用辅助点方法建立了具有空间二阶精度的van Leer迎风矢通量分裂格式,并应用于超声速燃烧流场绕流的数值模拟.化学反应为氢气/空气十反应模型,采用考虑了化学反应特征时间的当地时间步长显式Runge-Kutta时间推进格式.对钝头体模型爆轰现象、后向台阶氢气喷射及二维内外流超声速燃烧流场模型进行了区域分裂技术的并行计算.计算结果与参考文献作了对比,得到了满意的结果. 相似文献
195.
直接力/气动力复合控制导弹 自适应模糊滑模控制 总被引:2,自引:1,他引:1
针对采用直接力/气动力复合控制导弹所具有的强耦合非线性等特性,提出了一种基于自适应模糊滑模控制的自动驾驶仪设计方法.该方法利用自适应模糊系统所具有的万能逼近特性,对大攻角飞行过程中导弹动力学系统存在的非线性特性进行逼近,并利用变结构控制对外界干扰的强鲁棒性,构造误差系统滑模面,克服了逼近误差和外界干扰对控制系统的影响,实现了对大机动指令的精确跟踪.仿真结果表明,所设计的控制方法对大过载指令有较好的跟踪效果,对模型不确定性和外界干扰也具有较好的鲁棒性.由于采用直接力/气动力复合控制,有效的减小了气动舵偏角,避免了气动舵的饱和. 相似文献
196.
基于反作用发动机推力的空天飞行器再入姿态飞行控制 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了空天飞行器(ASV)再入跨大气层飞行时的姿态控制问题。在ASV跨大气层再入飞行时,通过反作用控制系统(RCS)中的反作用发动机推力产生控制力矩来控制ASV的姿态,以补偿气动舵面操纵失效或者部分失效而引起的控制力矩不足;随着空气密度的增加,气动舵面逐步介入控制系统,RCS随之逐步退出.由于快回路控制器产生进行姿态控制所需要的控制力矩,其通过相应的控制分配将控制力矩映射到作动器,为了减轻作动器的抖振,提出了利用基于区域模型的T-S模糊多模型控制方法设计快回路控制器,在跟踪期望角速度的同时,柔化控制信号.最后通过仿真验证了所提方法的有效性. 相似文献
197.
198.
199.
200.
详细反应机理的航空发动机二维燃烧流场计算 总被引:1,自引:1,他引:1
对某航空发动机主燃烧室简化模型进行了基于正庚烷(n-C7H16)详细反应机理的燃烧流场数值模拟.在二维贴体坐标系下,计算过程采用了k-ε双方程模型来预估湍流特性,用EDC(eddy dissipation con-cept)湍流燃烧模型预估反应速率,用PSR(perfectly stirred reactor)模型的方法处理复杂化学反应项,得出了基于详细反应机理的温度场、组分浓度场,验证了机理文件中反应的某些组分与特定自由基之间的关系,对比了总包反应EBU-SRK(eddy break up-simplified reaction kinetics)的温度场,结果基本相符. 相似文献