基于动力学边界的结冰飞机安全预警方法

结冰严重破坏飞机的动力学特性，使飞机的非线性和动力学耦合特性表现明显，导致传统的安全预警方法无法准确有效地评估飞行存在的潜在风险，易引发飞行事故。为解决此问题，提出了一种基于动力学边界的新型安全预警方法，该方法可综合考虑飞机的动力学耦合特性，可为结冰飞机的实时安全预警系统的构建提供有力的理论支撑。首先，基于微分流形理论确定结冰飞机精确的动力学边界，并详细分析了飞机结冰对动力学边界的影响；其次，利用动力学边界相对距离对飞行风险进行量化，结合动力学边界的特性确定了安全预警的方法；最后，搭建了飞行仿真训练系统，并以着陆为训练科目，通过与传统迎角安全预警方法对比，得到基于动力学边界安全预警方法的优越性。研究结果表明，相比于传统迎角限制方法，动力学边界安全预警方法可提前发现飞行中存在的潜在风险，且基于此方法的飞行训练系统可对驾驶员进行结冰安全操纵训练可提高结冰飞机的飞行安全。     

航空发动机进气支板电热防冰试验

为了研究电加热防冰的效果,开展了小型航空发动机进气支板的电加热防冰试验。结合该型号发动机进气支板的结构特点,设计了3种电热防冰加热布置方式,分别在支板沿轴向的不同位置采用1~3个电加热棒作为防冰热源。通过模拟不同的发动机进气结冰环境参数和电加热功率,在冰风洞中对3种电加热方式进行了防冰试验研究。通过布置在支板外表面的温度测点记录了防冰过程中支板表面的瞬态温度变化,分析了支板防冰过程中表面温度的变化特点。防冰试验研究了热源总功率、热源布置方式、液态水含量以及来流温度对支板防冰性能的影响。试验结果表明,合理的电加热方式可以取得较好的防冰效果,同时避免支板后部的溢流水结冰。     

着陆姿态对地外天体表层采样的影响研究

表层采样技术是获得地外天体特性的重要手段,是完成地外天体采样任务的一项关键技术。文章结合4自由度表层采样装置的特点,建立了表层采样装置的逆运动学模型,分析了极限着陆姿态下表层采样装置安装位置在当地参考坐标系中的变化,并针对一次封装与二次封装过程中表层采样装置的位置和姿态要求,明确了末端采样器姿态补偿方法,提出了着陆姿态对表层采样影响的分析算法。仿真结果表明,该算法能有效分析着陆姿态对表层采样的影响,可为表层采样装置适应性设计提供支持。     

航空发动机及燃气轮机整机性能仿真综述

整机总体性能仿真是航空发动机及燃气轮机仿真的重要组成部分，在航空发动机及燃气轮机的设计制造和使用全寿命 周期内发挥着重要作用。综合70多年来航空发动机及燃气轮机总体性能仿真的发展成果，梳理了各时期总体性能仿真的发展历 程。从基本方法、模型精细化、求解算法和修正方法等角度，分析了国内外以部件级模型为代表的基于物理机理的总体性能仿真 方法研究现状；探讨了以人工神经网络、支持向量机和深度学习为代表的人工智能算法在总体性能仿真中的应用现状；介绍了机 载模型、机理-数据混合模型和多维度模型基本方法和主要成果。基于目前的研究成果和技术发展趋势，认为航空发动机及燃气 轮机总体性能仿真应向物理机理模型更精细化、人工智能技术更深入和应用模型构建更为规范化的方向发展。     

教学评价系统的前端--测评器开发技术

本文重点介绍了教学评价系统的前端测评器的软硬件开发技术。测评器主要由三部分组成：1、客户端（AT89C51）；2、主控端（AT89C52）；3、计算机端（VC＋＋编写界面）。主控端通过串行总线与所有客户端通信。读入客户端数据存放在主控端的RAM中。主控端与计算机ISA总线相连，将主控端RAM中的数据送到计算机中去，然后由VC＋＋处理数据，最后计算机以文字、图形、声音的形式反映各个客户端的信息。测评器主要应用于中小学课堂、娱乐、投票、选举等方面，实现选择及抢答等功能。     

基于数值模拟的燃气舵轴向位置优化分析

为了优化燃气舵的安装位置,应用fluent软件对燃气舵三维湍流流场结构进行了分析,在此基础上就燃气舵安装位置对燃气舵流场的影响进行了数值模拟.通过数值模拟得到燃气舵在不同轴向位置、耳片长度和舵偏角下绕流流场的复杂波系结构,绘制了燃气舵在不同舵偏角下升力的变化曲线,给出了燃气舵可以提供的升力参量随舵偏角度变化的规律.通过分析,确定了燃气舵的轴向安装位置,数值模拟和实验结果相符.     

基于实测星载原子钟数据的脉冲星守时方法

利用脉冲星估计星载原子钟钟差是实现卫星自主守时的途径之一。为充分分析基于脉冲星的自主守时系统性能，利用实测的星载原子钟钟差数据和中子星内部组成探测器(neutron star interior composition explorer, NICER)的PSR B1937+21脉冲星的观测数据，对比分析了星载原子钟和脉冲星的误差特性。设计了脉冲星守时系统框架和星载原子钟钟差估计方法。以实测的星载原子钟钟差数据为基础，计算分析了脉冲星守时系统的性能。计算结果表明，若脉冲星的脉冲到达时间（time of arrival, TOA）解算精度为1 μs/30 d，则原子钟钟差估计精度可达到优于1 μs的水平，初步验证了脉冲星守时系统的可行性。     

C919飞机全机静力试验技术

介绍了C919大型客机全机静力试验的目的及任务需求，分析了试验特点和难点。从试验飞机支持、试验加载及控制、试验测量及监控、损伤检测及状态监测等方面制定了总体技术实现方案，验证结果表明试验系统可靠，技术实现方案满足任务要求。试验中采用了多项创新技术：试验综合加载平台设计技术优化了多系统集成，加快了试验准备速度，降低了试验准备风险；约束点误差转移控制技术将约束部位误差转移至非重点考核部位，提高了关键考核区域试验精度；机身双层地板双向加载技术优化了机身加载及扣重设计，改善了局部载荷的加载精度。技术成果为后续型号试验提供了较高参考价值。     

轴功提取与引气一体化管控对航空发动机燃油经济性的影响分析

为获得机载系统轴功提取和引气一体化管控对发动机燃油经济性的影响机制,建立实现该功能的自适应动力与热管理系统模型,利用4阶龙格库塔法与牛顿迭代法耦合求解,分析了不同巡航高度H下轴功提取与引气能量转换效率比η、轴功提取与引气作功比λ、APTMS相对转速Nz等对系统燃油代偿损失的影响。仿真结果表明:轴功提取与引气能量转换效率比η大于临界值时,系统燃油代偿损失随着轴功提取与引气作功比λ的增大而减小,反之则燃油代偿损失增大,变化幅度最大可达20%;APTMS相对转速Nz越大,半闭式空气循环风扇涵道引气越小,动力涡轮低压级引气及功率提取量越大,则燃油代偿损失越大,增量最大可达1倍。说明通过轴功提取与引气一体化管控可有效提高发动机燃油经济性。     

小型化星敏感器技术

对小型化星敏感器的软、硬件及光学设计技术进行了研究.通过光学系统中高稳定的光机结构设计、大通光孔径低畸变的镜头和40°太阳保护角的遮光罩设计达到光学指标.硬件设计采用轻小型低功耗电路、FPGA完成图像采集和星点提取技术,软件设计采用改进型全天识别算法、具快速主动预估功能的星跟踪技术.小型化星敏感器产品地面验证及应用结果表明:产品的主要性能达到指标要求.