双S弯进气道锤激波动态特性研究

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作者 袁培博 李方吉 +2 位作者 郭龙凯 达兴亚 朱耀武 《科学技术与工程》 北大核心 2024年第8期3451-3458,共8页

发动机喘振产生的瞬时高压引起的进气道内锤激波载荷是飞机进气道结构强度设计的关键因素之一。通过对飞行器进行内外流一体化非定常三维数值计算,分析双S弯进气道内锤激波三维流场非定常特性的演化过程,研究了不同马赫数,不同超压比对... 发动机喘振产生的瞬时高压引起的进气道内锤激波载荷是飞机进气道结构强度设计的关键因素之一。通过对飞行器进行内外流一体化非定常三维数值计算,分析双S弯进气道内锤激波三维流场非定常特性的演化过程,研究了不同马赫数,不同超压比对双S弯进气道锤激波载荷的影响。研究表明:锤激波经过进气道弯道时,弯道外侧流场压力远大于内侧;锤激波离开进气道入口后,进气道内流场经过数个周期逐渐恢复至初始状态;相同进气道反压时,来流马赫数越小,锤激波在进气道内部传播速度越快,且进气道内部压力系数峰值越大;相同来流马赫数下,随着超压比的增大,锤激波在进气道内部传播速度加快,进气道内部压力系数峰值增大。 展开更多

关键词 锤激波 双S弯进气道 喘振 数值计算

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窄条翼导弹模型摇滚特性试验研究 被引量：4

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作者 达兴亚 赵忠良 +1 位作者 陶洋 杨海泳 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第6期40-43,65,共5页

开展了钝头体-窄条翼-尾舵布局导弹模型自由摇滚试验研究,马赫数范围0.4～0.8,迎角10°～35°,给出了试验结果。试验结果表明窄条翼导弹模型具有α=20°和α=35°两个摇滚区间,迎角范围很小;随着马赫数增大,摇滚的振幅... 开展了钝头体-窄条翼-尾舵布局导弹模型自由摇滚试验研究,马赫数范围0.4～0.8,迎角10°～35°,给出了试验结果。试验结果表明窄条翼导弹模型具有α=20°和α=35°两个摇滚区间,迎角范围很小;随着马赫数增大,摇滚的振幅减小,频率增大。分析表明,摇滚运动减弱了流动非对称性;摇滚运动与窄条翼和尾舵间的非定常涡作用密切相关。 展开更多

关键词 窄条翼导弹 自由摇滚 准极限环 高速风洞试验

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窄条翼导弹模型摇滚运动动力学特性研究 被引量：3

3

作者 达兴亚 周为群 +1 位作者 赵忠良 陶洋 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2014年第2期154-158,共5页

利用NS方程和飞行力学方程耦合的数值模拟,研究分析了窄条翼导弹模型摇滚运动的动力学特性和产生机理。控制方程为URANS和刚体单自由度转动方程,计算取Roe格式、SA湍流模型、双时间步法,气动/运动耦合采用双时间步三阶Adams预估校正法... 利用NS方程和飞行力学方程耦合的数值模拟,研究分析了窄条翼导弹模型摇滚运动的动力学特性和产生机理。控制方程为URANS和刚体单自由度转动方程,计算取Roe格式、SA湍流模型、双时间步法,气动/运动耦合采用双时间步三阶Adams预估校正法。计算Ma=0.6,α=35°,模型进入极限环振荡,振幅10.14°,周期20Hz,与风洞试验结果吻合较好。受力分析表明力矩迟滞曲线为双8环,中间为不稳定环,两侧为稳定环;模型的动不稳定性是由迎风尾舵引起,背风尾舵不能提供足够的动稳定性,导致模型丧失滚转阻尼,最终进入等幅等周期的极限环振荡;计算证实,该极限环是稳定的,模型在任意初始状态或微扰动作用下都将进入该极限环振荡。计算结果还表明,在非定常效应较强时,转动惯量对摇滚振幅影响不大,对频率影响明显。 展开更多

关键词 窄条翼导弹 摇滚 极限环 动稳定性 转动惯量

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飞机电场测量研究现状及关键技术 被引量：5

4

作者 达兴亚 沈怀荣 洪雷 《装备指挥技术学院学报》 2008年第3期80-84,共5页

实现飞机大气电场测量,对研究云层、闪电等的电过程有重要意义。介绍了飞机电场测量的发展过程,总结了研究及应用现状;指出了飞机电场测量的关键技术,包括电场仪设计、电场仪校正及电晕影响处理;结合我国实际,提出了我国研究飞机电场测... 实现飞机大气电场测量,对研究云层、闪电等的电过程有重要意义。介绍了飞机电场测量的发展过程,总结了研究及应用现状;指出了飞机电场测量的关键技术,包括电场仪设计、电场仪校正及电晕影响处理;结合我国实际,提出了我国研究飞机电场测量的建议。 展开更多

关键词 飞机 电场测量 电场仪 校正 电晕

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基于辅助粒子滤波的风估计方法研究 被引量：1

5

作者 达兴亚 周伟静 沈怀荣 《系统仿真学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第22期6248-6251,共4页

对飞行中风场测量值含连续野值较多的问题,提出了将连续野值当作噪声处理的方法。噪声设置为随机游走模型并在状态方程中引入时变系数,利用辅助粒子滤波(APF)处理。与当前的自适应Kalman方法进行了比较,在含10个连续野值的模拟数据处理... 对飞行中风场测量值含连续野值较多的问题,提出了将连续野值当作噪声处理的方法。噪声设置为随机游走模型并在状态方程中引入时变系数,利用辅助粒子滤波(APF)处理。与当前的自适应Kalman方法进行了比较,在含10个连续野值的模拟数据处理中,Kalman方法发生了跳变,而APF方法成功地处理了连续野值;APF方法和Kalman方法的平均均方误差分别为0.8313和1.0021。最后,将APF方法用于飞行测量数据处理。结果表明,APF方法能处理更多的连续野值,具有更好的精度和稳定性,适合工程应用。 展开更多

关键词 风估计 连续野值 辅助粒子滤波 自适应Kalman滤波

原文传递

基于视觉的复杂环境下微型飞行器自主飞控问题探讨 被引量：1

6

作者 达兴亚 屠恒章 沈怀荣 《装备指挥技术学院学报》 2007年第6期41-44,共4页

基于视觉的飞行控制是提高复杂环境下微型飞行器生存能力和军事应用价值的有效手段。介绍了视觉技术应用于微型飞行器姿态估计、自主导航和目标跟踪的基本方法，归纳出视觉飞控的关键技术，并探讨了一些解决方法。最后，对视觉技术的应... 基于视觉的飞行控制是提高复杂环境下微型飞行器生存能力和军事应用价值的有效手段。介绍了视觉技术应用于微型飞行器姿态估计、自主导航和目标跟踪的基本方法，归纳出视觉飞控的关键技术，并探讨了一些解决方法。最后，对视觉技术的应用进行了展望。 展开更多

关键词 微型飞行器 计算机视觉 飞行控制

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微型飞行器高度估计的最小二乘法

7

作者 达兴亚 周辉峰 沈怀荣 《飞机设计》 2008年第4期6-9,共4页

对微型飞行器高度估计问题,提出了基于针孔成像的最小二乘法。利用惯性器件测量的姿态角,建立了目标在2帧图像的4个投影方程,得到目标相对高度的最小二乘解。对该方法进行了仿真验证,结果表明当飞行器横滚角变化不大时,高度估计对姿态... 对微型飞行器高度估计问题,提出了基于针孔成像的最小二乘法。利用惯性器件测量的姿态角,建立了目标在2帧图像的4个投影方程,得到目标相对高度的最小二乘解。对该方法进行了仿真验证,结果表明当飞行器横滚角变化不大时,高度估计对姿态角误差具有较好的鲁棒性,误差在2 m以内,优于传统方法。该方法计算量小,适合微型飞行器平稳飞行时应用。 展开更多

关键词 微型飞行器 高度估计 成像模型 惯性器件

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基于粒子滤波算法的风场估计方法 被引量：4

8

作者 周伟静 达兴亚 沈怀荣 《系统仿真学报》 CAS CSCD 北大核心 2009年第S2期38-42,共5页

适应性和鲁棒性较强的风场数据处理方法是无人机测风的关键技术。根据无人机测风的特点以及现有的自适应Kalman滤波算法的不足,引入时变系数和随机游走噪声模型建立了一阶时变自回归风场估计模型,并采用采样-重要性重采样(SIR)和辅助粒... 适应性和鲁棒性较强的风场数据处理方法是无人机测风的关键技术。根据无人机测风的特点以及现有的自适应Kalman滤波算法的不足,引入时变系数和随机游走噪声模型建立了一阶时变自回归风场估计模型,并采用采样-重要性重采样(SIR)和辅助粒子滤波(APF)进行风场估计。模拟和试验数据的仿真结果表明:SIR和APF能有效地解决Kalman滤波算法存在的问题,而且APF具有更强的抗野能力、跟踪能力以及更高的滤波精度,能满足系统实时性的要求,可以作为无人机测风系统有效的数据处理方法。 展开更多

关键词 粒子滤波 采样-重要性重采样 辅助粒子滤波 KALMAN滤波

原文传递

边界层吸入跨声速复合掠型风扇气动性能研究 被引量：1

9

作者 魏巍 任思源 +1 位作者 达兴亚 季路成 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第8期1815-1826,共12页

针对边界层吸入条件下的跨声速风扇设计问题,提出了一种掠型叶片的设计方法,分析了三种前缘掠角分布对风扇气动性能的影响,并在边界层吸入情况下对比了复合掠型风扇和原型风扇的气动性能和流动特征,探讨了叶片通过低压畸变区过程中的流... 针对边界层吸入条件下的跨声速风扇设计问题,提出了一种掠型叶片的设计方法,分析了三种前缘掠角分布对风扇气动性能的影响,并在边界层吸入情况下对比了复合掠型风扇和原型风扇的气动性能和流动特征,探讨了叶片通过低压畸变区过程中的流场变化。研究结果表明,均匀来流时复合掠型风扇没有改变原型风扇堵塞流量,但稳定裕度提高了7.1%;边界层吸入20%进口高度时,复合掠型风扇峰值效率比均匀来流时降低了1.8%。与Rotor 67风扇相比,复合掠型风扇能够在更低的流量工况下承受同等的来流参数畸变流场。在叶片通过畸变区域过程中,退出畸变流场时更容易触发旋转失速。 展开更多

关键词 边界层 复合掠型 跨声速风扇 分布式推进 总压畸变 气动性能

原文传递

试验台调压阀气动设计与性能分析 被引量：2

10

作者 曾利权 达兴亚 周润 《阀门》 2015年第5期1-3,共3页

介绍了调压阀调压型面的计算方法、压力调节性能曲线计算方法及阀芯定位精度分析,给出了调压阀的实测结果,实测结果与理论预测结果吻合良好。

关键词 调压阀 气动设计 性能分析 试验装置

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多通道高速脉冲微射流发生器研制

11

作者 曾利权 达兴亚 蒋明华 《阀门》 2021年第5期271-274,共4页

采用高速电机直接驱动多孔细长阀芯的旋转阀结构方案,采用迷宫密封方式,通过结构优化设计,控制高速细长阀芯转子变形,合理选择转子与阀体的间隙,解决了高频射流和密封问题。进行脉冲射流特性测试,试验结果表明,该发生器能够稳定产生0~50... 采用高速电机直接驱动多孔细长阀芯的旋转阀结构方案,采用迷宫密封方式,通过结构优化设计,控制高速细长阀芯转子变形,合理选择转子与阀体的间隙,解决了高频射流和密封问题。进行脉冲射流特性测试,试验结果表明,该发生器能够稳定产生0~500 Hz的脉冲射流,并且具有良好的波形。 展开更多

关键词 脉冲 微射流 旋转阀 间隙 密封

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单目视觉测量球形体中心偏移校正方法 被引量：1

12

作者 周辉峰 曾国强 达兴亚 《装备指挥技术学院学报》 2008年第4期63-67,共5页

针孔成像模型下非主光轴上的球体成像为椭圆，椭圆中心偏离球心投影点。针对球体固定单目视觉测距问题，推导了椭圆中心偏移量的解析公式，研究了基于该公式的校正方法，并进行了仿真验证。结果表明，该方法有效地减小了成像中心偏移带... 针孔成像模型下非主光轴上的球体成像为椭圆，椭圆中心偏离球心投影点。针对球体固定单目视觉测距问题，推导了椭圆中心偏移量的解析公式，研究了基于该公式的校正方法，并进行了仿真验证。结果表明，该方法有效地减小了成像中心偏移带来的误差，适用于近距离、大视场、固定单目视觉测距。 展开更多

关键词 针孔成像模型 球形体 最小二乘拟合 固定单目视觉

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高速对转涵道风扇双驱动电机的热特性

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作者 黄维康 张卓然 +2 位作者 达兴亚 袁培博 高华敏 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期146-161,共16页

提出一种适用于高速巡航的对转涵道风扇的双电机驱动架构,采用对转风扇-风扇-电机-电机(FFMM)的布局设计。在该驱动架构中,前后级驱动电机根据气动需求具有不同的功率和尺寸。FFMM布局的双电机驱动架构整体安装在涵道中心体内,有利于提... 提出一种适用于高速巡航的对转涵道风扇的双电机驱动架构,采用对转风扇-风扇-电机-电机(FFMM)的布局设计。在该驱动架构中,前后级驱动电机根据气动需求具有不同的功率和尺寸。FFMM布局的双电机驱动架构整体安装在涵道中心体内,有利于提高对转涵道风扇的气动性能,然而同一腔体内的双电机间存在热耦合和绕组间空腔的积温现象,难以判断风扇运行过程的电机温升情况和基于对转风扇气流的冷却效果。分析了所提FFMM布局的双电机驱动架构在不同工况下的电机损耗分布特性;探究了电机间热耦合对前后电机温升的影响,并对电机间积温空腔热网络模型进行优化;为平衡中心体内前后电机的温度分布,减少中心体结构轴向长度,采用环状导热片结构调节双电机间的热耦合程度,有效提高电机间积温空腔的散热性能并优化前后电机的温升分布。基于高速对转涵道风扇搭建实验平台并完成电磁与温升实验。实验结果与仿真结果一致,表明直接风冷条件下FFMM布局高速对转涵道风扇有着较强的散热能力,并且环状导热片对FFMM布局的中心体内部温度的分布有着更好的冷却效果。 展开更多

关键词 航空电推进 电推进飞机 对转涵道风扇 驱动电机 热分析

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基于五孔探针的大S弯进气道总压畸变测量与评估 被引量：6

14

作者 徐诸霖 高荣钊 达兴亚 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第4期78-86,共9页

进气道总压畸变的测量与评定是进气道/发动机一体化的重要内容。大S弯进气道具备出色的隐身性能,但其出口流场非常复杂,传统总压测量方法造成的误差显著增大,进而引起总压畸变评估误差,阻碍进/发一体化设计。为了提高大S弯进气道的总压... 进气道总压畸变的测量与评定是进气道/发动机一体化的重要内容。大S弯进气道具备出色的隐身性能,但其出口流场非常复杂,传统总压测量方法造成的误差显著增大,进而引起总压畸变评估误差,阻碍进/发一体化设计。为了提高大S弯进气道的总压畸变测量与评估的准确性,本文提出了一套基于五孔探针的测量方法。分析测量结果表明:分区拟合方法更能适应大S弯进气道强旋流场的总压数据处理;随着马赫数从0.2增加到0.6,周向总压畸变指数从0.005左右递增到0.09左右,径向总压畸变指数最大不超过0.055,马赫数越大,总压畸变越剧烈,周向总压畸变占据主导;出口截面主要总压畸变区的总压恢复系数最低不到0.85;相比数值计算、总压耙测量,五孔探针测得结果更加全面、合理。 展开更多

关键词 S弯进气道 五孔探针 总压测量 总压畸变 数据处理

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一种适用于进气道/风扇一体化计算的体积力模型 被引量：3

15

作者 徐诸霖 达兴亚 +1 位作者 范召林 吴军强 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第4期732-740,共9页

全流道的进气道/风扇一体化计算虽然能捕捉到全面、完整的流场细节,但仍然需要消耗大量的计算资源。为了节约计算成本,利用有限的设备达到快速高精度计算的目的,采用自行发展的块体积力模型替代真实叶片进行一体化计算。该模型将叶片流... 全流道的进气道/风扇一体化计算虽然能捕捉到全面、完整的流场细节,但仍然需要消耗大量的计算资源。为了节约计算成本,利用有限的设备达到快速高精度计算的目的,采用自行发展的块体积力模型替代真实叶片进行一体化计算。该模型将叶片流域沿周向等距分成若干块,每个块的体积力源项关联于叶片前缘参数。研究结果表明:该体积力模型能够准确地模拟出流场特征与细节。在均匀来流下,各参数的相对误差在0.5%以内。同时,在大S弯进气道高畸变来流条件下,与冻结转子方法计算结果相比,总压比、总温比和等熵效率的相对误差分别为4.49%,0.26%和2.38%。 展开更多

关键词 体积力模型 数值模拟 进气道 总压畸变 旋流畸变

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导弹配平飞行数值模拟及控制优化 被引量：1

16

作者 达兴亚 陶洋 +1 位作者 赵忠良 马晓永 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2014年第1期92-95,108,共5页

传统基于建模仿真的控制系统检验方法受建模质量的影响,在非定常效应较强时很难得出准确结果。为此,采用基于CFD的虚拟飞行数值模拟方法检验和优化控制系统。首先介绍了数值模拟方法,进行了纵向开环控制飞行模拟,结果与气动力建模仿真... 传统基于建模仿真的控制系统检验方法受建模质量的影响,在非定常效应较强时很难得出准确结果。为此,采用基于CFD的虚拟飞行数值模拟方法检验和优化控制系统。首先介绍了数值模拟方法,进行了纵向开环控制飞行模拟,结果与气动力建模仿真结果、风洞试验结果吻合较好,共同验证了计算方法和气动力模型。针对迎角拉起设计了PID控制器,阶跃响应仿真结果表明控制器具有良好的动态性能,然后进行了数值模拟验证,结果表明迎角超调量超过50%、调节时间1.7s。通过试探法对控制参数进行了优化改进,将超调量减小到14%,调节时间减小到1.18s,动态性能显著提高。分析表明,受控时尾舵角速度达到200°/s,非定常效应强,线性气动力模型不能精确描述这些过程,造成了仿真结果的差异;虚拟飞行数值模拟技术在控制律检验和优化上可以起到关键作用。 展开更多

关键词 虚拟飞行 计算流体力学 配平飞行 PID控制 优化

全文增补中

基于体积力模型的大S弯进气道与风扇耦合计算研究 被引量：1

17

作者 徐诸霖 达兴亚 吴军强 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第7期1441-1448,共8页

为理解超紧凑大S弯进气道与风扇的耦合效应,基于体积力模拟方法开展了一体化计算研究。研究的进气道长径比为2.5,使用Rotor 67进行耦合分析,体积力模型与冻结转子计算得到的总压比、总温比和等熵效率分别相差4.49%,0.26%和2.38%。流场... 为理解超紧凑大S弯进气道与风扇的耦合效应,基于体积力模拟方法开展了一体化计算研究。研究的进气道长径比为2.5,使用Rotor 67进行耦合分析,体积力模型与冻结转子计算得到的总压比、总温比和等熵效率分别相差4.49%,0.26%和2.38%。流场分析表明,风扇对入口段流场影响较为明显,主要体现为畸变区的顺向偏转与微弱衰减;进气道出口畸变经过风扇叶片后得到改善,大低压区和反向旋流基本消失;而流体在叶片的前后缘旋流角与轴向速度的综合改变量越大,风扇对气流做功越多。总的来说,超紧凑大S弯进气道与风扇之间耦合比较明显,需要在设计时进行详细的考察。 展开更多

关键词 进气道 ROTOR 67 总压畸变 旋流畸变 耦合效应

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基于预估校正和嵌套网格的虚拟飞行数值模拟 被引量：22

18

作者 达兴亚 陶洋 赵忠良 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第6期977-983,共7页

针对导弹虚拟飞行数值模拟问题,发展了空气动力学/飞行力学数值计算方法和软件。控制方程为非定常雷诺时均Navier-Stoker(RANS)方程和刚体六自由度运动方程;流场求解器为有限体积法结构网格求解器,时间推进采用双时间步法,湍流模型为Spa... 针对导弹虚拟飞行数值模拟问题,发展了空气动力学/飞行力学数值计算方法和软件。控制方程为非定常雷诺时均Navier-Stoker(RANS)方程和刚体六自由度运动方程;流场求解器为有限体积法结构网格求解器,时间推进采用双时间步法,湍流模型为Spalart-Allmaras一方程模型;采用Adams预估校正法实现飞行力学方程与流场控制方程的耦合计算;使用嵌套网格方法模拟多体运动。首先模拟了美国国家航空航天局(NASA)窄条翼导弹模型纵向虚拟飞行,研究耦合方式和时间步长的影响。仿真结果表明,双时间步三阶Adams耦合方法,同等精度下可以显著增大时间步长,缩短仿真时间。最后,采用该方法模拟了导弹自由摇滚特性和纵向虚拟飞行,模拟结果与试验值吻合较好。 展开更多

关键词 虚拟飞行 数值模拟 预估校正 嵌套网格 窄条翼导弹 自由摇滚

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分布式边界层吸入推进系统的建模与分析 被引量：8

19

作者 达兴亚 范召林 +2 位作者 熊能 吴军强 赵忠良 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第7期108-116,共9页

机体后部边界层吸入技术可显著改善飞机的燃油经济性,但目前尚未建立推进系统设计与分析方法。针对类似N3-X飞机的分布式边界层吸入推进系统,采用基于边界层积分方程的数值分析方法,引入功推比参数,详细分析边界层状态和推进系统参数对... 机体后部边界层吸入技术可显著改善飞机的燃油经济性,但目前尚未建立推进系统设计与分析方法。针对类似N3-X飞机的分布式边界层吸入推进系统,采用基于边界层积分方程的数值分析方法,引入功推比参数,详细分析边界层状态和推进系统参数对系统性能的影响,从而为推进系统设计提供理论和数据支撑。通过基准状态与N3-X的对比,验证了计算方法的可靠性。分析表明,当吸入边界层占比为50%左右时推进系统能耗可降低4%,边界层形状因子越小或者动量厚度越大,能耗降低越多;进气道扩张比对功推比的影响不大;随着进气道入口马赫数增大、风扇压比降低、风扇效率增大、风扇损失降低或者喷流速度降低,功推比都会下降。 展开更多

关键词 分布式推进 边界层吸入 进气道 推进风扇 喷管 功推比

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窄条翼导弹俯仰机动中滚转失稳及其控制过程 被引量：2

20

作者 王晓冰 赵忠良 +2 位作者 李浩 达兴亚 陶洋 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第8期2517-2524,共8页

窄条翼布局导弹通常具有复杂的横向气动特性,在大迎角飞行及快速机动中很容易诱发出现滚转非指令偏离和连续振荡,可能导致飞行失控,影响落点精度。为了研究窄条翼导弹俯仰快速机动对滚转失稳的诱发过程及滚转失稳对俯仰机动控制效果的影... 窄条翼布局导弹通常具有复杂的横向气动特性,在大迎角飞行及快速机动中很容易诱发出现滚转非指令偏离和连续振荡,可能导致飞行失控,影响落点精度。为了研究窄条翼导弹俯仰快速机动对滚转失稳的诱发过程及滚转失稳对俯仰机动控制效果的影响,并验证三通道解耦控制方法的有效性,针对典型俯仰机动过程,分别利用2.4m跨声速风洞虚拟飞行试验平台和耦合气动/运动/控制的一体化数值计算方法开展了相关研究。结果表明,风洞试验和数值模拟均成功预测了俯仰拉起和保持过程中的滚转自激失稳运动及其引起的纵、横向耦合运动,针对该机动过程,三通道解耦控制方法能够有效抑制滚转运动,保持姿态稳定。 展开更多

关键词 窄条翼导弹 滚转失稳 虚拟飞行 风洞试验 数值模拟 闭环控制

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