Shape error study of inflatable antennas using a numerical model

We conduct an in-depth study on the shape error of initially curved antennas to investigate errors that occur in the design and manufacturing processes. First, a numerical model is developed to simulate the actual surfaces. This model features a main advantage that it can predict the effects of cutting patterns on the shape error. The model is used to evaluate and optimize the design of cutting patterns. An error sensitivity analysis is performed to quantify and distinguish between the effects of error sources in manufacturing. The following sources are analyzed: errors in the elastic modulus of the membrane, pressure variations, and boundary deviations. The boundary deviation is found to be the most significant error source, and thus, boundary perturbation is recommended as an efficient error control measure. Finally, an inflatable antenna model is used to experimentally validate the numerical model. The experimental results display acceptable agreement with the numerical results. Thus, the developed numerical model and error control measure are shown to be feasible and efficient.     

基于鲁棒控制方法的卫星姿态控制

针对卫星姿态控制系统 ,建立了简化的线性数学模型 ,利用鲁棒控制方法设计了卫星姿态控制律 ,由于在设计中考虑了建模过程中的简化而带来的不确定性 ,因而基于线性模型所设计的控制律能够应用于非线性卫星姿态系统的控制     

AVIDM向制造延伸——航天制造企业信息化整体解决方案

在分析航天制造企业信息化需求的基础上,给出了AVIDM向制造延伸的信息化整体解决方案,实现覆盖一个面、打通两条线、管好三个点的“1-2-3”信息化体系,将AVIDM的产品数据管理功能延伸到制造环节,提供数据的分类组织、可控共享、多维查询和多视图展现;打通工艺和计划两条主线,实现基于AVIDM的工艺设计、工艺管理、计划编制和计划管理;提供相应的组件模块,实现生产过程质量管理、物资配套管理和车间现场管理,连通全过程的质量控制流、内部和外部的物料流、从计划层到执行层的信息流,为提升型号研制和批产能力提供系统支撑。     

液体火箭发动机内窥镜检测方法改进

为进一步提高内窥镜在液体火箭发动机的工作内腔、焊缝表面、导管内表面的缺陷及多余物检测效果，采用定性与定量方法对缺陷进行了试验研究。内窥镜检测到的缺陷图像转变为数字图像后，可实现对缺陷尺寸实际大小的判别。该研究方法对其它产品的内部质量状况检测也有一定的参考价值。     

整流罩用隔热材料的研制

以改性有机硅树脂基体和无纺纤维毡为原料,经喷涂定型工艺制备了低密度阻燃隔热材料.材料密度和热导率分别为0.27～0.36g/cm3和0.032～0.036 W/(m·K).测试分析了基体拉伸强度以及材料密度和厚度对隔热效果的影响.结果表明,隔热性能可满足直升机发动机整流罩的热防护要求.     

基于支持向量机改进SMO算法的直升机旋翼自转着陆过程建模

 为了建立高精度的直升机仿真模型,把支持向量机(SVM)引入到直升机智能化建模领域,建立了直升机自转着陆过程的旋翼转速模型。根据凸二次优化问题在对偶间隙为零时取得最优解的性质,对序列最小优化算法的停机准则进行改进,并用于所建模型的训练。仿真结果表明：与神经网络模型比较,这种SVM模型具有结构简单、运算速度快和泛化能力强等优点。     

弹用涡喷发动机数控实时仿真系统设计及试验

以弹用小型涡喷发动机为研究对象，在充分考虑了发动机数字控制系统设计过程中的实时仿真、数控台架试车、数控系统成型装备飞机与导弹等实际情况的基础上，采用PC／104为数控系统控制器，以计算机模型替代真实发动机，设计了发动机数控含实物实时仿真系统。具体介绍了系统硬件设计；自适应预测控制器设计及其试验研究等。仿真结果表明：系统能实时地反映在控制系统作用下发动机的运行情况，为发动机全权限数字电子控制（FADEC）系统研究提供了良好的试验手段。     

模型直升机悬停状态下飞行力学模型辨识

 直升机飞行力学模型的准确性对于直升机的控制系统设计具有非常重要的影响。采用常规的建模方法往往很难获得准确的飞行力学模型。为满足飞行控制系统设计的需要,提出了一种直升机飞行力学模型的系统辨识建模方法。该方法将机理建模方法与辨识建模方法相结合,首先利用状态子空间法获得直升机的近似飞行力学模型,再将机理建模提供的先验知识与子空间法辨识得到的模型相融合,限定主要参数,采用误差预报法进一步寻优得到较准确的直升机飞行力学模型。通过飞行试验,成功地辨识得到了悬停状态下模型直升机状态空间方程表达的线化飞行力学模型。所得的辨识结果能够准确预测出模型直升机的响应,可以应用于飞行控制系统设计当中。     

HyTRV流场特征与边界层稳定性特征分析

高超声速转捩研究飞行器（HyTRV）是为研究三维复杂外形的边界层转捩问题而设计的一款具备真实飞行器典型特征的升力体标模。为支撑更加全面系统的理论分析、数值模拟、风洞试验和飞行试验研究,采用高精度数值模拟方法、线性稳定性理论（LST）和e^N方法对HyTRV标模的典型流动特征和边界层失稳特征进行了分析。研究表明,HyTRV展现出多个相对独立的横流区域和多个流向涡结构;HyTRV的边界层存在横流失稳模态、第二模态、附着线失稳模态等常见模态。横流失稳模态出现在周向高低压区之间的横流区域,能够主导转捩发生;横流区域同时也存在第二模态,其N值普遍比横流失稳模态小;附着线失稳模态呈现出第二模态特性,且频率非常高。还研究了攻角和单位雷诺数的影响。结果表明,随着攻角增加,标模下表面中心线的流向涡结构逐渐消失,横流雷诺数逐渐减小;上表面流向涡结构逐渐从腰部移向顶端,并出现新的流向涡结构。增加攻角,所有失稳模态的N值总体上逐渐减小;增加单位雷诺数,N值显著增加。基于研究结果,针对流向涡失稳、横流失稳、第二模态和附着线失稳等给出了研究建议。     

C-γ-Reθ高超声速三维边界层转捩预测模型

针对国家数值风洞（NNW）工程高超声速三维边界层转捩预测需求,开展了高超声速边界层横流转捩判据及模型研究。采用线性稳定性分析e^N方法对高超声速转捩数据进行扩展,结合横流强度与表面粗糙度构造当地化的高超声速横流转捩判据,对基于Chant 2.0计算平台的高超声速修正γ-Re_θ转捩模型进行了横流模式拓展,建立了适用于高超声速三维边界层横流转捩预测的C-γ-Re_θ转捩模型。采用构建的转捩模型对多状态下的高超声速尖锥进行横流转捩预测,取得了与试验结果符合较好的预测效果。