摘要：针对传统的航姿系统(attitude and heading reference system,AHRS)在微型无人飞行器、机器人等应用上所体现的成本高、体积大、功耗大的问题,提出了一种低成本高精度AHRS。该系统以数字信号处理器为硬件平台,集成了陀螺仪、加速度计、磁罗盘等9自由度微机电系统传感器,采用了基于四元数的姿态估计方法,建立了传感器输出模型和系统状态空间模型,考虑了加速度对系统精度的影响,解决了四元数协方差奇异性问题,通过扩展卡尔曼滤波器进行数据融合以获得姿态的准确输出。经数值仿真分析和三轴飞行转台测试,姿态角的静态精度优于0.5°、动态精度优于2°,并在微型无人飞行器上进行了飞行验证,结果表明其能够满足小型无人飞行器等的应用需求。

摘要：为给一类APU进气系统设计提供参考,利用CFD方法,对带多孔板的双压气机构型的APU进气系统气动性能进行三维数值模拟。对多孔板开孔率为0.479的基准模型按照定配比和定总流量工况进行了研究。结果表明:APU进气系统总压损失包括多孔板附近的节流、掺混损失,喉道段流股碰撞损失,流道转弯到出口段的转弯、附面层损失;总压分布在径向上主要受流道曲率影响,周向上主要受多孔板无孔区影响。同时研究了不同开孔率下该APU进气系统气动性能。研究发现:开孔率增大,总压恢复系数随之增加;小开孔率时系统总压损失和负载端畸变主要受多孔板影响,大开孔率时流道曲率影响成主要因素。建议开孔率在0.4～0.6选取。

摘要：结合计算流体力学和遗传算法,建立了一种高超声速曲面压缩进气道的反设计方法。根据压力分布反设计了压缩型面。结果表明,该曲面压力分布与目标压力分布符合良好,从而验证了反设计方法的正确性。采用此反设计方法,设计了某高超声速曲面压缩进气道,并和等熵压缩二维进气道进行了比较。研究发现,在其它性能参数几乎相等情况下,曲面压缩进气道总压恢复较等熵压缩基准进气道提高9.7%,长度缩短5.6%。吞入23mm前体附面层后,基准进气道不起动,而曲面压缩进气道总压恢复系数仅下降5.4%,表现出良好的吞附面层能力。

摘要：基于具有可靠置信度的直升机/涡轴发动机综合仿真平台,研究了涡轴发动机带约束优化的非线性模型预测控制(NMPC)技术。首先通过设计多输出迭代约简最小二乘支持向量回归机(RRLSSVR),训练具有较好实时性、精度及泛化能力的内嵌式预测模型,在高度0～5km、前飞速度0～75m/s范围内模型精度达5‰。其次,考虑了扭矩、燃油流量、动力涡轮转速、燃气涡轮转速等综合信息及相关约束对控制效果的影响,利用在线序列二次规划(SQP)算法实现滚动优化控制,而后加入目标转速偏差的积分项以消除静差,保证输出恒定。最后,通过对直升机进行机动飞行大扰动仿真验证了该预测控制器对扰动的抑制能力,相比传统串级PID控制,能够显著降低动力涡轮转速下垂/超调量,达到更好的控制品质。

摘要：为了提高满足一定尺寸要求的进气道的性能,提出了一种非常规压缩型面进气道,并用数值模拟手段对该进气道和常规的二维斜楔式进气道的性能进行了比较。数值模拟结果表明,设计工况下该进气道能够获得跟常规二维斜楔式进气道大致相当的气动性能。非设计工况下,该进气道性能优于常规进气道。一体化设计时,该进气道对保持前机体来流附面层的稳定性十分有利。

摘要：应用随机过程理论,以能量为变量,分析了随机结构振动响应的统计特性。结构受相关激励作用时,通过输入激励的解相关方法,将作用在结构上的相关激励转变为各个不相关激励的作用;分析结构的振动响应的统计特性时,计及响应特征频率的相关性,在响应特征频率满足高斯正交总体的假设下,推导出了随机结构振动响应分析的统计分析表达式。应用设计的实验件和试验验证了所提出的统计分析的正确性,通过和已存在的统计分析结果的比较,表明了统计分析具有更高的分析精度,能够定性和定量的给出随机结构振动响应的统计变化情况。

摘要：为了研究波瓣混合器对排气系统红外特性的影响,设计了波瓣数分别为12、15、18的波瓣混合器双S形二元排气系统,通过数值计算研究了波瓣数对排气系统红外抑制效果的影响,并与相应的环形混合器双S形二元排气系统对比。研究结果表明,随着波瓣数的增加,排气系统的推力略微升高,最大差值在0.1%以内;波瓣数越少,排气系统内、外涵气流的热混合度越高,尾喷流的最高温度和红外辐射强度越低,波瓣数由18减少到12时,喷流辐射强度最大降低了18.1%;相比环形混合器双S形二元排气系统,在侧向和下方探测面上纯喷流辐射的90°方位角,三种波瓣数的波瓣混合器双S形二元排气系统辐射强度分别降低了20.9%和26.9%以上。因此,为了得到更好的红外抑制效果,建议使用较少波瓣数的波瓣混合器。

摘要：基于压气机在大负荷下发生气流分离的流动特征提出了一种无源引气微脉冲射流控制的概念,并对其核心的脉冲射流器进行了特性实验分析,结果表明脉冲射流器能产生明显的脉冲射流且射流频率无级可调。结合无源脉冲射流控制方式建立了一套仿叶栅通道实验模型,得到了无流动控制时通道内稳态及动态压力特性,在设计状态下通道内分离涡主频为266Hz。对该分离流场进行了脉冲射流控制通道内气流分离的实验研究,实验测量了频率从60Hz到600Hz的微脉冲射流对分离流的控制效果。实验结果表明:从通道总压损失减小的效果来看,当脉冲射流频率接近分离涡主频时控制效果最为明显。此时通道内占主导地位的分离涡的周期性特性得到了明显的改善,其他频率的旋涡对流场的影响程度在脉冲射流的作用下被削弱,流场结构较无控、定常射流控制及其他脉冲射流频率状态更为有序。

摘要：为了解决由于划分冷气腔和尺寸过小的多排气膜冷却孔导致网格量过大的问题,本文基于NUAA-Turbo平台,在气膜冷却孔出口处建立适用于变比热条件下的源项冷却模型来代替冷却气体从孔内流出,并且在孔内建立换热模型,用于模拟孔内的对流冷却。对气膜冷却平板算例气动研究发现:在吹风比为1.0时,计算值与试验值相吻合。而对吹风比为1.5的孔下游近壁处计算时,发现流向速度计算值与试验值存在11.1%的误差,但小于商用软件44.4%的误差,尽管发现优化后的源项冷却模型不能很好反映下游近壁处法向速度分布,但计算精度在商用软件源项冷却模型基础上有25%的提高。为了证明该方法的可行性,对气冷高压涡轮MT1导叶的等熵马赫数以及平均努塞尔数等相关实验数据与计算数据作了对比,研究发现:在吸力面和压力面计算值与试验吻合较好,而在无冷却气膜覆盖的叶片尾缘和叶片前缘等局部位置计算值与试验值存在误差。研究表明:优化后的源项冷却模型能够较为准确地模拟冷却射流的宏观特征,该方法对工程上气冷涡轮的设计有一定的应用潜力。

摘要：针对一种冲压发动机用设计飞行马赫数范围为2.5～3.5的双下侧布局二元超声速进气道掺混气动特性开展了高速风洞实验和一体化数值仿真研究。研究结果表明：（1）在混和段内气流是通过两股气流的撞击以及横截面上二次流形成的旋涡不断掺混的,这也是混和段气流损失的主要原因。采用二元进气道的双下侧布局在整个混和段内气流除了在射流区内不均匀外,在1.5D截面至掺混段出口截面4.5D处慢慢趋向均匀。（2）掺混段出口截面与进气道出口截面总压恢复系数变化规律一致。随着来流马赫数和侧滑角的增大,掺混段出口截面总压恢复系数均是逐渐下降,而随着迎角的增大其总压恢复系数是提高的。（3）导流段损失和混和段损失均随着来流马赫数和侧滑角的增大而增大,整个掺混段损失增大。而随着迎角的增大,由于导流段损失逐渐下降,混和段损失变化不大,所以整个掺混段损失是降低的。（4）随着导流角的增加,进气道的总压恢复系数几乎未受影响,而掺混段的总压损失呈线性提高。研究范围内随着导流角的增大,气流导流段的总压损失几乎不变的,而由于径向速度分量增大,混和段损失增加,同时掺混出口截面承受反压能力降低。