T型尾翼颤振模型光学测量实验与弯扭特性解算

在FL-26跨声速风洞半模试验段进行了某高速飞机T型尾翼颤振模型的光学测量实验,并依据测量结果解算了尾翼颤振模型的弯扭特性。颤振模型表面用白色圆点进行标记,用于记录模型表面的位移变化,两台固定在风洞试验段上壁板观察孔旁肋板上的400万像素工业相机用来采集图像,采集到的图像通过自主开发的图像解算软件进行图像的识别与求解,计算出尾翼颤振模型表面标记点的三维坐标。模型表面标记点的三维坐标通过坐标变化转换到风洞气流坐标系中,利用不同时刻模型表面坐标的变化计算模型剖面扭角和弹性轴位移的分布。T型尾翼右平尾图像采集实验与弯扭特性计算结果表明,非接触光学测量技术可以用于高速颤振试验的定量分析中。     

意外点火时燃气排导系统流场仿真分析

根据舰载垂直发射系统的结构特点,对其物理模型进行了简化,并通过采用Fluent软件求解三维、雷诺平均N-S方程的方法,利用k-ε二方程模型,对导弹意外点火情况下垂直发射装置燃气排导系统内的压强分布特性进行了模拟分析,尤其是对当排气盖部分被冲破瞬间以及排气盖盖体被冲破1块、2块和3块这几种情况下的排导系统内部的压强分布特性进行了模拟计算。通过数值模拟,得到了在导弹意外点火情况下,燃气排导系统内部不同位置的压强分布规律,并给出了一些特性曲线,对垂直发射装置的机械强度设计有很大的参考价值。     

重庆高交会上的航天科技展示

2012年4月12日,第十届中国重庆高新技术交易会暨第六届中国国际军民两用技术博览会(以下简称高交会),在位于重庆市南岸区江南大道的重庆国际会展中心隆重开幕。     

基于变结构控制减小扫描镜运动对卫星姿态的影响分析

基于解耦变结构控制对静止轨道气象卫星扫描镜运动对卫星姿态的影响进行了研究,根据星上有效载荷的扫描镜与星体耦合特性,设计了一种解耦变结构控制律,控制律直接对4个四元数设计滑动模态方程以避免奇异问题。数学仿真结果表明：该变结构控制率能减小扫描镜运动对卫星姿态的影响,提高卫星平台的稳定度,进而提高有效载荷的成像质量。     

基于Msc.Nastran的T型尾翼优化设计研究

建立了T型尾翼的有限元模型,并使用Msc.Nastran对T型尾翼结构进行优化。为了获得更轻的平尾结构重量,将平尾从T型尾翼中取出单独进行优化,并研究了优化变量分区的细化、优化变量的增加对优化结果的影响,并再次对T型尾翼结构进行优化。优化工作显著降低了平尾结构的重量,并得到了一些重要结论,为以后的T型尾翼优化设计提供了宝贵经验。     

不同尾翼灵巧子弹气动特性实验研究

从无伞灵巧子弹稳态扫描的必要条件出发,设计了轴向折叠和径向折叠两种尾翼类型的子弹气动外形。设计了模型和实验装置,进行了小迎角低速风洞实验。获得了模型在固定和旋转条件下的气动力数据,测量了模型在气动力作用下的转速,对模型的稳定性进行了分析。实验结果表明：模型采用轴向折叠尾翼,能够设计足够有效的迎风面积和增阻效果良好的翼面形状,维持较为稳定的转速,具有良好的旋转稳定性;采用径向折叠尾翼的模型,增阻效果不明显,稳定旋转能力较差。实验结果为无伞灵巧子弹的设计提供了重要参考。     

卷弧尾翼火箭弹侧向气动特性数值计算

采用数值模拟的方法,以三维Navier-Stokes方程为控制方程,模拟卷弧尾翼火箭弹流场,得到的气动特性结果与实验数据基本吻合。通过对翼片的压力分析,说明了侧向力产生的机理。分析弹体各部分产生的侧向力,指出了卷弧尾翼对侧向力产生的主要作用。同时对卷弧尾翼火箭弹3组不同展弦比,3组不同翼曲率半径及5个滚转角时的绕流流场进行数值模拟,分析了侧向力系数随这些因素的变化趋势,为减小侧向力和增加火箭弹稳定性提供一定的依据。     

基于神经网络的飞机着陆垂直载荷大诊断技术研究

针对目前基于神经网络的民用飞机重着陆诊断技术研究方面存在的不足,分析了重着陆与着陆垂直载荷大事件的区别,并对着陆垂直载荷大事件进行了详细分析,利用QAR记录的飞行参数,采用BP神经网络建立了着陆垂直载荷大事件的诊断模型;以航空公司真实的B737-800飞机数据为样本对模型进行训练和验证,找到触发该事件的真正原因,为纠正飞行员飞行技术提供了真实可靠而有效的依据。     

对空中交通流量管理方法的分析

<正>引言随着我国民航事业的迅猛发展,航空器的数量不断增加,经常出现飞机过于集中和拥挤或因气候等其他原因造成某一空域的管制能力无法应付的局面,为此,往往通过流量控制的方式解决问题。     

垂直返回重复使用运载火箭技术分析

结合SpaceX公司近期进行的多次猎鹰火箭一子级垂直着陆返回技术试验,对比分析垂直返回重复使用运载火箭两种返回方式的工程应用价值。首先,建立运载火箭一子级动力返回段弹道设计动力学模型。随后,提出基于H-V飞行剖面分段返回弹道设计方法。然后针对“返回原场”（RTLS）和“不返回原场”(NRTLS)两种垂直返回方式,构建综合考虑上升段与返回段的推进剂耦合作用的一体化弹道优化设计策略。最后,通过数值仿真,对比分析了两种返回方式下的火箭运载能力。结果表明,采用“不返回原场”方式的运载能力损失仅占“返回原场”方式的一半,具有较好的工程应用价值。