基于LabVIEW的三传声器声速测量方法研究

提出了一种新的声速测量方法,通过测量管道壁面上3个固定位置的声压求解出声速。以LabVIEW软件为测量分析平台,建立声速测量系统,测得当前介质在不同频率处的声速。与理论的声速计算值比较,测量结果验证了测量方法的正确性。     

基于拟连续高阶滑模的高超声速飞行器再入姿态控制

考虑模型参数不确定和外界干扰对再入制导控制性能的影响,基于拟连续高阶滑模控制策略对高超声速飞行器的再入制导控制问题进行了研究.首先,给出再入制导指令的设计过程.其次,基于再入飞行特性对模型进行简化,获得面向控制的姿态模型,在此基础上,通过引入新的控制变量,设计解耦滑模面,实现姿态间的解耦.再次,为了削弱控制抖振,通过引入虚拟控制,对系统进行增广,基于齐次性理论设计拟连续三阶滑模再入姿态控制器,确保系统在有限时间实现对制导指令的稳定跟踪.最后,六自由度再入飞行器的制导控制一体化仿真结果表明,本研究给出的控制策略在不影响系统鲁棒性的同时,能够实现对标称轨迹和再入姿态的综合控制.     

用激光技术测定液体中的声速和等熵压缩性系数

本文应用根据激光光声原理和技术建立的流体热力学性质测量实验装置，测定了七个温度下苯、四氯化碳液体中，苯与四氯化碳二元溶液中的声速（ｕ）、密度（ρ），计算了等熵压缩性系数（Ｋ＿ｓ）等热力学数据。用多项幂级数，以最小二乘法拟合声速ｕ与温度ｔ的数学关系。实测的声速值与文献值比较，相对误差小于０．０４％，等熵压缩性系数与文献数据也相当吻合。     

流体声速高精度相位法测量研究

利用流体中的声速进行溶液浓度的测量是无损检测的一种重要方法,但是声速很小的变化范围限制了浓度的精确测量.介绍了一种流体声速高精确相位测量新技术,从被测流体的声速范围出发选择合适的测量距离,使设定的最高声速和最低声速传播的相位差为2π,分析测量距离和声速比以及测量频率的关系,通过AD转换测量电压并计算出声速.此方法被应用到牛奶浓度的声速测量中,实验结果证明本方法进行流体声速测量快速精确,在酸碱以及其他溶液浓度的检测中具有广阔的应用前景.     

吸气式高超声速飞行器动力学建模与分析

基于拉格朗日力学原理建立了吸气式高超声速飞行器(AHFV)的动力学模型,并分稳定飞行和机动飞行2种情况进行了动力学分析。首先选择确定飞行器位姿的广义坐标,然后建立动能、势能以及广义力的表达,接着推导了AHFV的质心运动方程和绕质心转动运动方程。与传统飞行器动力学模型相比较,AHFV动力学模型中包括了发动机内流体质量变化对飞行器动力学的影响项。最后对AHFV动力学模型进行分析,分析表明:在稳定飞行时,AHFV发动机内流体质量变化对飞行器动力学的影响项可以忽略,而在机动飞行时,要考虑发动机内流体质量变化对飞行器动力学的影响。     

高超声速巡航飞行器振动建模及精细姿态控制

为保证超燃冲压发动机的良好进气环境,需要对高超声速巡航飞行器进行精细姿态控制,但弹性振动大大提高了精细姿态控制的设计难度。以高超声速巡航飞行器的纵向通道为例,文章分析弹性振动对飞行控制系统的影响,建立高超声速巡航飞行器的弹性模型,将精细姿态控制问题简化为超燃冲压发动机进气口当地攻角的精细控制问题,考虑机体/发动机耦合和气动热造成了气动参数和模态参数大范围摄动问题,基于H∞理论设计鲁棒控制系统。仿真表明,在考虑测量噪声、舵机非线性、参数大范围摄动的情况下仍然能够很好地跟踪刚体攻角,抑制弹性攻角,保证进气口当地攻角±0.6°的控制精度,满足高超声速飞行器精细姿态控制的要求。     

后续X-51A高超声速试验可能增加新的内容

美国X-51A乘波者进行了迄今最长时间的吸气式超燃冲压发动机试验后,X-51A试验团队正在等待本次成功能否带来投资以推动项目继续发展的消息.2010年5月26日,X-51A在太平洋上空点燃超燃冲压发动机并加速,不过发动机只燃烧了200 s,而不是预计的300 s.飞行器速度达到Ma=5,并没有超过Ma=6.之后飞行器开始减速,遥测数据流中断,飞行试验结束,飞行器按计划自毁.美国空军研究实验室项目经理称,我们取得了95%的成功,不过加速缓慢以及燃烧时间短的原因尚不清楚.另外,三个X-51A飞行器已经建造完毕,不过暂时不进行飞行试验,因为第一次飞行遭到推迟已经消耗了大部分可用资金.试验团队希望本次     

俄罗斯继续研制高超声速推进系统

长期以来, 俄罗斯国防部一直在为高超声速推进系统研究项目提供经费支持. 目前, 俄罗斯中央航空发动机研究院正在为亚燃/超燃冲压发动机开发试验硬件, 同时还在进行脉冲爆震发动机的效能研究.     

高超声速飞行器自抗扰PID姿态控制

针对高超声速飞行器模型非线性、气动参数变化剧烈的特点,运用自抗扰技术中的跟踪微分器,设计了自抗扰PID控制器,实现了对高超声速飞行器俯仰通道的姿态控制。仿真结果表明,通过两个跟踪微分器构造的自抗扰PID控制器对于高超声速飞行器这样复杂的模型有很好的控制能力,并且有很好的滤波性能和鲁棒性。     

基于响应面方法的高超声速飞行器一体化布局气动设计与优化

建立了高超声速飞行器机体/推进系统一体化三维构型参数化模型,利用CFD数值计算开展了构型气动力的高精度数值试验并以此为基础建立了气动力响应面近似模型,以响应面近似模型作为气动力预测方法,结合遗传算法进行了高超声速飞行器三维构型的气动优化设计,获得了不同优化目标下的优化外形。