双脉冲固体火箭发动机隔舱打开与破片运动过程模拟

相比传统固体火箭发动机,具有能量管理特性的双脉冲固体火箭发动机结构更为复杂,为了提高其工作可靠性,针对核心部件金属隔舱的破片运动过程开展了数值仿真与试验研究。首先基于LS-DYNA软件,分析中引入监测函数、逻辑开关函数和加载驱动函数,模拟燃气流对破片的连续作用力,计算得到了在不同时刻破片的空间分布规律、撞击点位置及发动机内部损伤情况,保证了破片运动过程的高保真还原。其次,为了验证仿真结果的准确性,进行了模拟二脉冲初始工况的热流试验,发现破片撞击位置及损伤程度的仿真结果与试验数据一致性较高,其中撞击位置的预示误差小于9%,试验结果充分验证了有限元模型的准确性。由此,建立了适用于双脉冲固体火箭发动机金属隔舱破片运动过程的分析模型,实现了破片撞击位置及损伤程度的高精度预示。     

热处理对Ti3Al/TC11双合金盘拉伸性能与组织的影响

研究了经真空电子束焊接+近等温锻造制备的Ti3Al/TC11双合金盘在不同热处理制度处理后的力学性能和显微组织.结果表明,采用梯度热处理的双合金盘的强度稍高;而塑性与变形量有关,当采用40%变形的塑性要高些.热处理制度对焊缝区显微组织有较大的影响.梯度热处理时,焊缝两侧合金的热影响区组织与焊缝中心过渡均匀、无突变,而采用一般热处理制度处理时组织则有明显的突变.热处理制度对双合金盘焊缝的相组成几乎没有什么影响,除了α1,α及β相外,还有新生成的O相,MoNb,Nb,Al及TiAl3相,它仅对组成焊缝的每一个相的含量有一定影响.     

一种改进的双重频退速度模糊方法

本文分析了双重复频率退模糊方法的局限性和误差成因,提出了一种统计求解方法进行速度退模糊.此方法同传统方法的差异在于,其首先对Nyquist数进行估计,再进行退模糊处理.理想实验和在中频相参多普勒天气雷达上的实际结果分析均表明,改进的方法具有更好的解速度模糊性能,且具有较高的实效性.     

圆管内表面周向三维裂纹应力强度因子的新解法

对圆管内表面周向三维裂纹应力强度因子的求解,发展了传统的能量差率方法,同时研究了新兴的双重边界元理论,并运用这两种新解法,分别获得了关于裂纹张开位移的伯努利方程的半数值半工程封闭解和基于非连续裂尖奇异单元离散的应力强度因子数值解。并讨论了应力强度因子与裂纹形状a/c及裂纹深度a的关系,两者比较分析发现,其计算结果规律是一致的,且能量差率方法更保守,也更安全。     

基于时间谱方法的振荡翼型和机翼非定常黏性绕流数值模拟

 传统的双时间方法在非定常计算中长时间的过渡迭代推进求解导致其计算效率相对较低,针对周期性非定常流动问题的流动特征,发展了一种基于离散傅里叶变换的高效时间谱方法,用于求解振荡翼型和机翼的非定常黏性绕流。在时空耦合的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的求解中,对流项的离散应用了Roe的通量差分格式,物理时间项的离散方法为时间谱方法,伪时间推进采用了隐式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)格式。考虑到湍流的时空耦合效应,时空耦合的Spalart-Allmaras一方程湍流模型的物理时间项同样采用时间谱方法进行离散。为了进一步提高计算效率,当地时间步长和多重网格技术等加速收敛的措施均被采用。算例对俯仰振荡NACA0012翼型和Lann机翼的周期性非定常流场进行了数值计算。结果表明:对于周期性非定常流场的数值模拟,相比于传统的双时间方法,用时间谱方法近似物理时间项,不仅能够提高流场的计算精度,而且更能够大幅度提高计算效率。     

考虑输入饱和的航天器相对运动鲁棒自适应控制

 研究了在输入饱和约束条件下的航天器相对运动的姿态和轨道一体化控制问题。首先,基于单位对偶四元数给出了航天器6自由度相对运动的数学模型,利用误差对偶四元数来描述航天器的相对姿态和相对位置。接着,针对输入饱和问题,提出了一种对航天器模型参数不确定性和外部有界干扰具有较强鲁棒性的自适应控制器,并通过李雅普诺夫方法从理论上严格证明了整个闭环系统的全局渐近稳定性。最后,通过数值仿真来验证设计方法的有效性和可行性,并且与其他方法进行了比较,结果表明设计的方法能够抑制输入饱和的问题,在性能上具有更快的收敛速度和更强的鲁棒性。     

基于共轭循环平稳特性的二维波达方向估计方法

 提出了一种具有阵列孔径扩展能力的共轭循环平稳二维波达方向（DOA）估计方法。该方法通过引入伪采样,充分利用了阵元输出之间共轭循环互相关函数的时间维信息,扩展了阵列有效孔径,提高了算法DOA估计精度,具有较好的低信噪比适应能力。该方法避免了最优时延选择问题,无需谱峰搜索,且其二维角度参数能够自动配对,具有较低的计算量。计算机仿真结果验证了该方法的有效性。     

二元双喉道射流推力矢量喷管流动参数影响的数值研究

采用数值模拟方法研究了不同流动参数对二元双喉道射流推力矢量喷管(Dual-throat fluidic Thrust-vectoring Nozzle,DTN)内流特性和推力矢量控制效果的影响。结果表明,DTN在非推力矢量情况下,NPR在3~4范围时,推力系数较大,达到0.968,而流量系数较小,仅为0.93;NPR再增大,推力系数迅速下降。在推力矢量情况下,落压比一定时,随着次流流量比的增加,推力矢量角增加,而流量系数、推力系数、推力矢量效率减小;次流流量比一定时,随着落压比的增加,推力矢量角减小,系统推力系数先增加后减小,流量系数略微增加。     

对偶型最大熵概率密度函数模型及其优化解法

针对经典型最大熵概率密度函数模型及其计算目前存在的非线性程度高,优化不收敛,求解效率低等问题,提出了一种对偶型最大熵概率密度函数模型+逐次优化的方法.根据优化过程不稳定,重新推导了拉格朗日系数的线性变换公式.针对几种常见及一种复杂的概率密度函数,采用经典型与对偶型最大熵概率密度函数模型分别计算概率密度及可靠度的对比表明:与经典型最大熵概率密度函数模型相比,对偶型最大熵概率密度函数模型优化函数形式简单,非线性程度低.逐次优化法求解拉格朗日系数不仅克服了初始值敏感性问题,而且计算效率高.对偶型最大熵概率密度函数模型+逐次优化法与其他方法相比,计算精度最高,且能很好的应用于复杂概率分布及可靠性问题.      

双喉道喷管与飞翼布局无人机气动数值研究

利用超椭圆方法,设计了双喉道射流矢量喷管的气动外形,并采用S-A湍流模型数值研究了次主流压比、次流方向及喷管外形参数对其气动特性的影响。研究表明,当确定次主流压比SPR=3时,可依次确定该型喷管外形参数分别为空腔长度l=3h,空腔扩张角θ1=10°,空腔收敛角θ2=30°,二次流注入角α=120°时,矢量喷管的气动特性最优。将设计的气动最优喷管与飞翼布局无人机后体进行一体化设计,数值模拟了喷管对飞翼布局无人机升阻特性的影响,结果表明,双喉道射流矢量喷管能够很好地运用于飞翼布局无人机。