直九飞机国产化贯标与质控

概述了直九飞机国产化的重要环节──标准及质量控制所涉及的几个方面问题：技术资料的控制；原材料的控制；成附件的控制；锻铸件毛坯的控制；标准件的控制；试验的控制；试飞的控制。     

二元喉道倾斜矢量喷管调节方法

利用数值模拟方法,对二元喉道倾斜矢量喷管的调节方法进行了研究。研究结果表明,当喉道注气流量不变,随着扩张段注气流量逐渐增大,喷管内出现三种典型流动状态。当扩张段注气流量比较小时,喉道处声速线的形状和位置没有明显变化,在扩张段注气口前面形成亚声速区域;当喷管扩张段注气流量比较大时,喷管中出现了强激波系和上下贯通的亚声速区域,这时喷管内的流动损失最大,推力系数最低;进一步增大扩张段注气流量,声速线会从喷管喉道移动到喉道注气口和扩张段注气口之间,出现典型的喉道倾斜现象。单独控制流量系数可通过保持扩张段注气流量不变,改变喉道注气流量来实现;矢量角的控制可通过保持喉道注气流量不变,改变扩张段注气流量来实现。     

质保体系的适航审查中几个值得注意的情况及对策

一、混线问题在质量保证体系的适航审查工作实践中,我们经常遇到的一个问题就是混线问题,即不同的产品(如:申请适航批准的航空产品与其它产品)在同一条生产线上生产,其生产、技术管理在同样的管理机构体制下运行。这就带来了管理上的难度,比如说,航空产品的质量管理要求高,控制严,不仅产品的制造要求控制,而且从供应商选点到原材料入厂,从生产加工到使用困难,所有过程和整个系统都必须得到控制,而其它产品就不必如此全     

90年代质量和质量控制的新观念

概述了９０年代质量与质量控制的新概念：质量改进的关键在上游段；用质量损失度量质量；以减小波动作为质量改进的目标；通过提高产品质量降低生产成本。     

倾转旋翼机过渡段最优飞行控制系统设计

针对倾转旋翼机既存在拉力矢量控制又存在空气舵控制的复杂操作特性,在完成倾转旋翼机数学建模的基础上,采用线性二次型最优调节器方法对其过渡段飞行控制系统进行了设计。仿真验证表明,所设计的飞行控制系统能够满足要求,说明了该设计方案的可行性。     

生产过程控制的基本概念

综合概述了制造过程中质量监测控制和改进技术──统计过程控制（SPC）和自动过程控制（APC）；介绍了生产过程控制的基本原理、实现技术、应用背景等环节的基本知识，为进一步研究和应用生产过程控制提供了总体框架。     

涡轮基组合循环发动机控制问题概述

本文对涡轮基组合循环发动机（TBCC）中存在的控制问题进行了综合分析。在TBCC运行过程中存在很多过渡段,对这些过渡段的研究非常富有挑战性。TBCC在过渡段的性能,不仅与组成它的涡轮和冲压发动机本身型式及特征有关,还受到两类发动机之间相互关系及调节机构的影响。TBCC控制问题的关键在于保证过渡段稳态和瞬态的性能品质,具体涉及过渡段的燃料、温度控制,进气道和尾喷管喉部调节及阀门开度控制,以及飞行/推进综合问题等。     

大涵道比发动机涡轮过渡段气动改型设计

大涵道比发动机的发展对涡轮过渡段设计提出了更高的要求。依据涡轮过渡段设计流程的5个步骤对某大涵道比发动机过渡段进行气动设计,并且对原型进行3维校核分析。总结过渡段内流动的特点,在原型的基础上进行改型设计。结果表明:通过控制流向面积分布规律能够确定过渡段沿流向的压力分布,选择合理的流向面积分布规律形式、改变过渡段流道型线的曲率能够改善当地的局部流动,获得更好的设计。改型设计消除了原型设计中存在的流动分离,并且减小了二次流损失,增大了过渡段的总压恢复系数。     

涡轮气冷动叶片伸根段参数化设计方法研究

提出了叶片伸根段控制截面线生成方法.将伸根段设计分为内型和外型两部分,通过直纹面插值法获取伸根内型截面线,再通过变壁厚法获取伸根外型截面线,详细分析了其中的关键技术和算法;提取了伸根设计参数,开发了伸根设计专用模块,实践证明,应用本模块进行伸根设计,可以极大提高伸根乃至整个叶片设计效率.     

“响尾蛇”系列导弹可靠性提高过程

本文简单介绍了响尾蛇导弹演进成现代高可靠复杂武器的过程。可靠性提高的过程从AIM-9D的制导控制段(其MTBF是20小时)讲起,直到AIM-9L的制导控制段,抽选批的MTBF已超过1000小时。可靠性增长的三个因素被确认为是:工业技术的进步、可靠性大纲的改进和质量大纲的改进。AIM-9D使用真空管技术,那时没有正式的可靠性大纲,初期的生产质量大纲亦不符合MIL-Q-9858A的要求。本文叙述了在设计技术、可靠性大纲和质量大纲方面展示出的改进。AIM-9L制导控制段现在的设计采用混合和集成微电路,得到超过MIL-STD-785B的要求的可靠性大纲的保障,并在超过MIL-Q-9858A的要求的质量大纲指导下生产。     

航天飞机返回轨道

本文研究了航天飞机返回轨道的有关问题,分别对离轨段的优化,再入段的飞行“走廊”及控制规律等作了分析与计算,并就有关参数对再入段轨道的影响进行了讨论.     

高马赫数低噪声风洞层流喷管设计与性能评估

层流喷管作为高马赫数低噪声风洞的核心部件,对风洞性能起决定性作用。本文概述了高马赫数低噪声风洞层流喷管的2项关键技术,即喉道前边界层抽吸控制与亚跨超段衔接型线匹配设计技术研究现状,研究了基于喉道上游边界层抽吸的喷管亚跨超段一体化设计方法和基于数值方法的喷管转捩预测技术,可指导高马赫数低噪声风洞的研制。     

用于叶尖射流扩稳的Coanda喷嘴参数化研究

为提高压气机叶尖射流扩稳研究中喷嘴的附壁性能,采用数值方法研究了Coanda表面形式以及喷嘴宽度对Coanda喷嘴附壁性能的影响。计算结果表明:Coanda喷嘴的附壁性能与喷嘴上型线出口段的曲率密切相关,上型线出口段曲率大于1/6 mm-1时,喷嘴的附壁性能随着上型线出口段曲率的减小而提高;上型线出口段曲率减小到1/6 mm-1后,喷嘴的附壁性能不再改变。型线确定后,喷嘴的附壁性能随喷嘴宽度的增大而降低。     

碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室控制试验

设计了超燃冲压发动机燃烧室控制回路,采用基于可调气蚀文氏管的燃料流量调节系统动态调节燃料流量,根据反馈的推力和隔离段压强等测量数据进行燃烧室推力增益控制和燃烧室-隔离段干扰控制,并在直连式超燃冲压发动机试验系统上进行了推力单水平控制试验和推力多水平/燃烧室-隔离段交互控制试验.试验表明:燃料流量调节系统工作稳定,文氏管按指令行程作动,流量调节过程清晰;测量推力随流量变化基本上同步变化;对目标推力增益和燃烧室-隔离段交互的控制有效,并为进一步深入研究超燃冲压发动机燃烧室控制问题奠定了基础.      

复合材料三维四向矩形类编织物表面结构研究

针对有限元计算对几何参数的需要,详细研究了由四步1：1法编织的复合材料三维四向矩形截面类型预成形件的表面结构,为其建立了较准确的几何模型。以矢量分析方法导出表面纱段轴线,表面纱段与内部纱段的接触线等数学表达式。据此得到该材料表面结构的几何参数值和下面结果：表面纱段轴线由两条相互对称且位于正交面上的椭圆弧光滑连接而成;同一条纱线的表面段和内部段为光滑连接;接触线是椭圆弧,提出了由表面纱缎倾斜角推算纱线内部编织角应注意的一个问题。     

捕获型线对内转式进气道外压段几何与气动特性的影响

以直内收缩锥流场为基准流场，构建了一套内转式进气道外压段的设计与性能快速分析程序.进而以矩形捕获型线为例，研究了决定捕获型线形状、位置的3个参数(中心距、旋转角和宽高比)对进气道外压段几何与气动特性的影响，将捕获型线为矩形、带圆角矩形及圆形时的外压段进行了对比.结果表明:捕获面平均半径是可作为评价外压缩段设计的一个重要几何参数，平均半径越大，总压恢复系数越高；对于矩形捕获型线而言，当中心距增加时，前缘长度、弧长、湿润面积单调增加，外收缩比单调减小，而旋转角和宽高比对外压段几何参数的影响比较复杂；在矩形捕获型线的3个参数中，中心距对总压恢复系数的影响最显著.此外，当捕获型线的中心距与面积保持不变时，圆角半径对外压段几何与性能参数影响不大.      

高空舱内大流量进气收缩型面气动特性数值研究

应用CFD方法对不同收缩型面设计方案进行了数值模拟,并对结果进行了对比分析。结果表明:①采用伯努利双扭线进气结构,收缩段后直段区域径向马赫数梯度较大,收缩段出口附近壁面静压变化剧烈,压力损失较大;②无伯努利双扭线进气结构,双三角函数收缩型面(DTC)壁面静压变化率较小;③不同工况下,伯努利双扭线和圆柱-四次曲线-圆锥-四次曲线组合收敛曲线(CQCQ)型线组合、伯努利双扭线和DTC型线组合、仅CQCQ型线、仅DTC型线四种结构,壁面附面层厚度在收缩段出口基本一致;④进行大流量发动机试验,高空台可参考选用仅CQCQ型线和仅DTC型线作为亚声速进气结构。     

纳卫星变轨段质量矩姿态控制系统设计

提出应用质量矩控制技术实现纳卫星轨道机动过程中的姿态稳定控制。在设计出质量矩滑块构型后,利用动量和动量矩定理推导了八自由度(DOF)动力学模型,并根据动力学分析结果建立了简化控制模型。以此为基础,基于全局滑模控制理论设计了俯仰偏航通道姿态稳定和滑块位置跟踪的鲁棒控制器,并在参数不确定性条件下对控制系统进行了仿真,结果表明:所设计的二维质量矩控制系统能快速控制卫星姿态,并对系统扰动具有较强的鲁棒性,可以应用于纳卫星变轨段的姿态控制。     

基于自适应伪谱法的载人返回舱着陆段滑模制导方法

针对载人返回舱着陆段使用反推发动机定点着陆问题,基于自适应伪谱法和滑模控制理论提出一种轨迹跟踪制导方案,以同时实现着陆段姿态和轨迹跟踪。首先建立着陆段动力学模型,然后以燃耗最优为目标,使用自适应伪谱法获得着陆段姿态和轨迹指令,其次采用滑模控制理论设计了轨迹跟踪制导方法,实现着陆段轨迹跟踪控制,最后采用数值仿真验证了方法的有效性。仿真结果表明:所提方法的燃料消耗和着陆精度均满足反推着陆任务的要求,可为载人飞船反推着陆方案的实施提供有益参考。     

对流传热问题的分步杂交解法

本文给出了一种求解对流传热问题的分步杂交方法。征不规则的三角形网格上,利用改型特征线方法处理动量方程与能量方程中的对流算子,集中质量的有限元方法处理其中的扩散算子。利用人工压缩性方法和控制体积元的守恒格式求解连续方程(不可压的约束条件)。计算了方形空腔与方形冷腔内有一热柱的对流传热问题,给出了比较好的结果。