三浮陀螺伺服测试误差系数估计方法

为了更好地解决工程实际中三浮陀螺极轴伺服测试时误差系数估计问题,采用了Kalman滤波和递推最小二乘的方法.试验结果证明,Kalman滤波方法能够有效地估计出极轴伺服测试时的陀螺误差系数.用统计检验的方法分析了该模型以及各系数的显著性,结果显示对Dvz和Dzz的估计是显著的.     

Suggestion for aircraft flying qualities requirements of a short-range air combat mission

Owing to the lack of a direct link with the operations in short-range air combat,conventional aircraft flying qualities criteria are inappropriate to guide the design of a task-tailored flight control law.By applying the mission-oriented flying qualities evaluation approach,various aircraft with different control law parameters are evaluated on a ground-based simulator.This paper compares the evaluation results with several conventional flying qualities criteria,and discusses the appropriate parameter combination to reflect the flying qualities requirements of short-range air combat,The comparison and analysis show that a short-range air combat mission requires a higher minimum short period mode natural frequency and a smaller maximum roll mode time constant,and allows a lower minimum pitch attitude bandwidth and a higher maximum short period mode damp ratio than those of conventional flying qualities criteria.Furthermore,a combination of the pitch attitude bandwidth,the pitch attitude magnitude at the bandwidth frequency,and the pitch attitude transfer function gain can define the flying qualities requirements of short-range air com bat.The new metric can successfully predict the flying quality levels of aircraft in a short-range air combat mission.     

视觉测振技术在柔性太阳翼模态试验中的应用

针对8 m×5 m的柔性太阳翼在倒立状态下进行模态试验，设计数字摄像视觉测振系统，基于图像特征跟踪法实现了从相机标定、图像采集、信息提取到三维振动数据获取的过程，通过工况模态辨识方法获取了柔性太阳翼模态频率及振型等动力学参数。并考虑空气和重力影响建立太阳翼有限元模型，通过与基于基恩士激光位移传感器的传统模态试验结果及仿真分析结果进行对比，验证了基于视觉测振工况模态试验方法的准确性，为柔性太阳翼在轨模态辨识奠定基础。     

大涵道比风扇/增压级进气畸变数值模拟研究

为探究进口总压畸变下大涵道比风扇/增压级内部流场的主要特征，基于三维彻体力模型的思想，开发了一套能够实现风扇/增压级内外涵联算功能的三维数值计算程序。利用该程序模拟了某大涵道比风扇/增压级在周向总压畸变进气下的三维流场。计算结果表明：大涵道比风扇单转子不同叶高处的畸变传递特征差异较大，转子出口总压畸变强度由叶根到叶尖逐渐降低，在叶尖处衰减为最小值1.5%；在转子出口相应诱导出的总温畸变强度由叶根到叶尖逐渐升高，在叶尖处达到最大值1.4%；进口周向总压畸变导致风扇转子总压比下降0.5%，而风扇转子出口形成的总压总温复合畸变导致增压级总压比下降2%；总压畸变在增压级中呈逐级衰减趋势，而高温畸变区的周向范围在逐级增加。     

An innovative study on low surface energy micronano coatings with multilevel structures for laminar flow design

Laminar flow design is one of the most effective ways to reduce the drag of a commercial aircraft by expanding the laminar flow region on the surface of the aircraft. As material science develops, the emergence of new materials such as low surface energy materials has offered new choices for laminar flow design of commercial aircraft. Different types of low surface energy micro-nano coatings are prepared to verify the effects on the boundary layer transition position and the drag of the airfoil through wind tunnel tests. The infrared thermal imaging technology is adopted for measuring the boundary layer transition, while the momentum integral approach is employed to measure the drag coefficient through a wake rake. Infrared thermal imaging results indicate that the coatings are capable of moving backward the boundary layer transition position at both a low velocity of Mach number 0.15 and a high velocity of Mach number 0.785. Results of the momentum integral approach demonstrate that the drag coefficients are reduced obviously within the cruising angle of attack range from 1° and 5° by introducing the low surface energy micro-nano coating technology.     

航天器用固态功率放大器加速寿命试验方法研究

针对航天器电子产品的寿命预示问题,文章指出对航天器电子产品开展加速寿命试验(ALT)研究,首先要利用故障模式、机理及影响分析(FMMEA),确定产品的主要失效机理和敏感应力;然后利用理论分析或可靠性强化试验确定产品的工作极限;最后设计出完整的试验方案。针对航天器固态功率放大器进行试验,验证了加速寿命试验在航天器电子产品中的适用性。     

棘爪扁簧断裂故障分析及制造工艺的改进

通过设计计算、对比分析、工艺复装、工艺试验等方法对棘爪扁簧使用中断裂故障进行了分析,并针对性地从设计、工艺两方面进行了改进,经鉴定与试车验证,措施有效,为航空发动机同类零件的研究提供了经验。     

单推力航天器交会对接轨迹规划及跟踪控制

针对单推力航天器交会对接问题，提出一种轨迹规划及跟踪算法。首先，考虑到追踪航天器只沿本体X轴安装推力器，且推力方向固定，为了实现从起始位置转移至期望位置并满足姿态要求，基于三维螺旋线设计两阶段转移轨迹，根据初末位置以及末端速度方向要求，求解螺旋线参数。该螺旋线可以保证在初末速度方向固定情况下，曲率积分最小。其次，为了降低轨迹跟踪难度并减小初始时刻的位置跟踪控制力，需要将转移轨迹初始速度与追踪星X轴重合。传统螺旋线无法满足该约束条件。本文对传统螺旋线进行改进，提出一种旋转螺旋线轨迹设计方法。通过引入姿态旋转矩阵，将螺旋线在三维空间旋转，在不改变曲线形状的前提下满足初末位置及速度方向要求。然后，为了跟踪转移轨迹以及跟踪期望推力方向，提出基于CLF（Control Lyapunov Function）的滑模控制策略，当追踪星X轴与期望推力方向夹角较大时，采用CLF，保证最优性；当姿态误差收敛至滑模面附近时，切换为滑模控制，以提升系统鲁棒性。最后，通过仿真验证旋转螺旋线相比于传统螺旋线的优势。     

基于可靠性寿命分布的元件库存确定方法

合理地确定元件库存周期对提高库存经济性和保证元件可靠性具有重要意义。根据航空结构元件可靠性符合浴盆曲线分布、Weibull分布、线性递增分布和指数分布的情况,提出了结构元件可靠度分析的方法,根据飞机运行数据拟合结构元件可靠度分布,根据其可靠性分布可确定元件失效时间,再由失效时间确定元件库存周期。针对飞机滑轨中的结构元件进行了算例分析,其可靠性服从威布尔分布,符合元件运行实际情况,由此确定的库存周期与实际需求相符,算例分析表明,提出的方法合理,为确定元件库存周期提供了一个合理可行的方法。     

超高速撞击下PTFE/Al含能材料薄板的载荷特性分析

不同于传统惰性材料的空间碎片防护结构,含能材料防护结构在超高速撞击下的冲击起爆特性是其防护能力得以提高的根本原因。PTFE/Al含能材料防护结构的冲击起爆特性改变了弹丸强冲击载荷下的破碎机制,弹丸内部的冲击压力对于分析含能材料在超高速撞击下的防护机理具有重要意义。对超高速撞击试验中回收的PTFE/Al防护结构后板进行损伤特性分析,获得了对应速度条件下弹丸的破碎特性。基于一维冲击波理论,分析PTFE/Al靶板在超高速撞击条件下的冲击响应过程,结合考虑化学反应效率的热化学反应模型,获得了弹丸在碰撞与爆炸联合作用下的载荷特性,通过与试验结果对比验证,获得该材料完全反应的临界撞击速度约为1800 m/s,弹丸的临界破碎速度为2875 m/s,小于铝防护结构中对应的临界破碎速度。给出了弹丸在PTFE/Al、铝两种防护结构中产生相同冲击压力时对应的临界速度,分别为弹道段的800 m/s和破碎段的3580 m/s。