发动机进排气效应对民机构型气动特性影响

基于非结构混合网格技术，通过数值求解Navier-Stokes方程，分析了航空发动机进排气效应对民机构型气动特性的影响。通过设置合适的进排气边界条件来模拟发动机进排气效应的影响，采用单独发动机短舱风洞试验模型，验证了计算方法的可靠性。在此基础上，分析了发动机进排气效应对翼吊式和尾吊式两种典型民机构型气动特性的影响，结果表明:翼吊式民机构型发动机进排气效应对升力的干扰主要由发动机尾喷流的引射效应对机翼的干扰引起；尾吊式民机构型随着发动机进气流量的增大，机翼上表面压力逐渐减小，激波位置逐渐后移；不同发动机进气流量会对飞机的阻力特性产生较大影响，在飞机详细设计阶段需充分考虑机体与动力装置之间的干扰影响。      

一种面向大型分布式虚拟仿真试验管控系统

针对航天系统大型仿真试验的特殊需求，提供了一套面向大型分布式虚拟仿真试验的试验设计与调度管控系统，支持虚实数据结合设计试验样本输入，可采用多种试验设计方法完成仿真前的分析；构建了一套具备航天系统大型仿真试验设计特点的试验设计与仿真调度方法，以支持试验资源与仿真资源的统一管理和有效调度，以保证仿真过程的实时性要求并提高资源利用率，同时，该系统采用多种试验结果评估方法对试验运行结果进行评估，辅助用户做出合理决策。     

星载T/R组件自动组装关键工艺研究

随着相控阵天线在航天领域的应用,对星载T/R组件轻量化、幅相一致性和可靠性的要求越来越高,而传统手工组装效率相对较低,且难以满足一致性的要求,为此,基于数字化制造开发了微组装生产线自动组装技术,通过研究自动化组装设计工艺性要求,突破自动贴装和自动键合的关键技术,实现了星载T/R组件的精密自动组装.经过生产验证,自动组装的T/R组件免调试,满足性能一致性要求,产品组装效率显著提高,为星载微波产品数字化制造提供了技术基础.     

基于多级铝蜂窝缓冲器的新型着陆器性能分析

在未来可行走探月着陆器的总体设计中,如何降低着陆过程中的冲击载荷,实现柔顺落震以保护本体结构和有效载荷的安全,是一项重要内容。本文基于所设计的可行走着陆器整机构型对缓冲驱动一体化缓冲器优化分析。首先,对3种不同规格的铝蜂窝材料分别进行静压力试验,利用试验数据和蜂窝有效吸能模型对多级铝蜂窝的搭配方式进行优化;然后,采用Ansys/Ls-dyna对优化后的三级铝蜂窝进行仿真和试验验证,与传统的两种铝蜂窝材料的缓冲器相比具有一定的柔顺性和安全性;最后,利用Adams软件进行整机仿真验证。验证结果显示:着陆器本体质心过载曲线平滑柔顺,可为我们后续开展的载人登月、月表基地建设等工程实施提供技术支撑。     

一种基于Kalman滤波的双电机消隙天线跟踪控制系统

首先本文给出了天线跟踪控制系统组成及原理框图，阐述了系统闭环工作流程；其次，针对天线跟踪目标过程中，跟踪接收机输出的目标与天线波束中心角误差受随机误差分量的影响，采用Kalman滤波算法对获得的实时角位置数据进行滤波处理；然后，对天线跟踪控制系统进行了建模，给出了系统动力学模型，对采用的双电机消隙设计方案进行了仿真；最后，通过挂飞试验验证了系统工作的可靠性。     

一种基于微分代数的任意阶空间目标轨道传播方法及其分析

微分代数方法可以在不改变当前算法计算过程的基础上给出函数对自变量任意阶导数的精确值。本文给出了一种基于微分代数的任意阶空间目标轨道传播方法。本方法首先将初始微分代数代入轨道传播方程，然后用获得的高阶导数构造新的高阶微分代数。用新的高阶微分代数迭代前述过程可求解空间目标状态对时间的任意阶导数。最后，将任意阶导数代入泰勒展开公式求解空间目标轨道单步传播。本方法要求轨道传播方程采用的摄动力模型在轨道传播积分区间上是解析的。本文通过仿真分析验证了所提方法的有效性。     

闭式整体叶盘成组电极高效电弧成形加工技术

带叶冠的闭式整体叶盘可为液体火箭发动机涡轮泵、航空涡轮发动机等产品提供优异性能，但更高的加工难度也成为制约加工成本和生产能力的瓶颈。目前通常采用电火花加工、电化学加工工艺加工该类开敞性不足的闭式流道，主要问题在于加工效率较低，制造成本昂贵。为此，提出一种使用成组电极在大电流、长脉宽放电条件下进行多流道并行开粗加工的高效电弧加工方法。首先分析了高效电弧放电加工对成组电极设计的要求，提出一种具有内冲液结构的多头成组电极设计方法，然后借助流体仿真工具对电极内部冲液通道的分流结构进行了优化设计。通过试制一款闭式整体叶环，对该方法实际效果进行了验证，测算了加工过程的材料去除率、电极损耗率。结果显示，与此前提出的单头电极电弧加工相比，使用该成组电极后材料去除率提高了62.9%。得益于更高的材料去除率和更少的辅助操作，同款叶盘的开粗用时缩短为常规电火花加工工艺的8.7%。     

下一代大型军用运输类飞机气动布局及作战应用趋势浅析

随着导弹发射车、重型装甲车、智能无人集群等重型物资装备的远程快速投送需求剧增,以及隐身战机、远距空空弹、防区外自主武器等穿透性打击能力的逐渐成熟,现有常规大型军用运输类飞机在适合未来战场需求和生存能力等方面将面临巨大威胁,其投送/加油/预警指挥的活动范围将被严重挤压。本文首先对现有常规大型军用运输类飞机的国内外现状进行简要概述;然后分别介绍美俄等航空大国开展的下一代大型军用运输类飞机及其关键技术研究;最后对下一代大型军用运输类飞机气动布局发展趋势以及可能作战应用场景进行简要分析,并提出一种分布式涵道油电混合推进运输类飞机气动布局。     

舵机滚珠丝杠在内部热源作用下响应特性

舵机滚珠丝杠在运行过程中由于摩擦作用和电机运行产生的内部热源会导致其结构温度上升和变形，是影响滚珠丝杠副运行精度的因素之一。本文基于有限元理论建立舵机滚珠丝杠副模型，并通过在ANSYS Workbench中插入命令流的方式实现了在滚珠丝杠上施加移动摩擦热载荷，获得了滚珠丝杠副在内部热源作用下的温度、变形和应力响应特性。结果表明:滚珠丝杠轴向热流密度呈双峰趋势，且其高温区域主要集中在螺母行程范围内的中间区域;随着转速的增加，滚珠丝杠各处温度及其波动幅度加大;丝杠最大热应力位于与轴承配合的轴肩最外侧处。