基于双火花塞点火策略的活塞式航空煤油发动机爆震控制

在一台650 mL单缸活塞式航空发动机上,针对双火花塞点火方式对活塞式航空煤油发动机的爆震控制进行了试验研究。结果表明:采用两个火花塞同步点火,且将点火提前角推迟可以有效的抑制爆震,同时燃烧放热率幅值逐渐降低,整体燃烧相位逐渐推迟;采用双火花塞异步点火随着点火提前角点火相位差的增加,爆震强度逐渐降低,通过匹配主火花塞点火提前角与副火花塞点火提前角可进一步提升发动机的动力性。      

大型上单翼飞机机翼三维全场变形测量方案

针对大型上单翼飞机在飞行过程中机翼大挠度变形检测难题,提出了大倾角相机视场下机翼的非接触三维全场变形测量方案。根据上单翼飞机结构特点,将预先标定内参数和相机外参数的共轭相机组安装于飞机垂直尾翼上,采集飞行中的机翼变形图像。首先,提出了大倾角弱相关散斑匹配方法,解决了相机在大倾斜角度状态下采集到的机翼变形弱相关图像相关性差,难以相关匹配的问题。其次,由于测量相机安装于垂直尾翼,飞行测量过程中相机会受到气流扰动产生振动,本文提出了一种相机动态校正方法,通过在机背布置预拉伸刚性不动编码标志点,实时解算基准相机的绝对外参数,进而确定共轭相机的绝对外参数,实现所有测量相机外参数的动态校正。最后,开发了机翼变形全场测量软硬件系统,搭建了缩小比例机翼模型试验台并进行了仿真测量,对系统测量精度进行了比对分析。测量结果验证了本方案的有效性、可行性,对实机测量有一定的指导意义。     

S试件几何形状定义与特性分析

S试件是用于综合检测五轴数控铣床动态加工精度的检测试件,目前已申请纳入国际标准ISO 10791-7标准组作为附加测试件。S试件的型面由两个直纹面构成,但S试件草案中并未对S形直纹面的参数化方式进行详细指定,因而导致S试件的几何形状表达方式不唯一,不同的型面几何定义对试件的检测特性有重要影响。针对以上问题,本文给出了Nurbs参数和等弧长两种典型的S试件直纹面定义方法,对比分析了两种直纹面的扭曲角变化及侧铣原理性误差等特性,并根据分析结果选取Nurbs参数作为S试件直纹面定义方式,从原理上完善了S试件的几何定义,有利于S试件标准的推广。     

螺旋桨飞机起飞构型突风影响研究

对于小迎角纵向静不稳定飞机,突风给飞机带来显著的安全隐患,为此,结合飞行品质规范中的突风模型,给出不同概率和不同高度下的突风速度。针对某螺旋桨飞机,计算分析垂直向上和向下突风所引起的飞机迎角变化,获得了起飞状态下可行的飞行速度和高度范围。研究结果表明,垂直向下突风显著地削弱了该类飞机的纵向静稳定性;垂直向上突风显著地减小了其安全迎角裕度。     

基于NHDO的机动目标拦截攻击角度约束导引律

为了精确控制导弹在有限时间内以期望攻击角度拦截机动目标,采用将导弹自动驾驶仪简化为惯性环节的方法,结合终端滑模控制理论设计了一种带攻击角度约束的有限时间收敛制导律。为了滤除视线角速率噪声,提出一种非线性跟踪微分滤波器对噪声进行滤波,建立了考虑滤波的制导系统状态方程,基于此方程设计非齐次干扰观测器,用于目标机动不确定项的估计补偿。仿真结果表明,所设计的制导律能达到对视线角速率有效滤波,对目标机动状态精确估计的目的,克服系统动态延迟对制导精度的不利影响,满足攻击角度和制导精度的双重要求。     

基于遥测数据的无人机气动参数辨识方法研究

针对无人机在高空低速飞行时易受风场影响及在数据分析时遥测数据不完备的问题,进行了气动参数辨识方法研究,提出了基于空速管平面矢量三角形的风场估计方法及基于风场信息修正的气动角估计方法。以某型无人机为例,对遥测数据进行了充分分析与信息综合,运用逐步回归方法进行了纵向气动参数辨识,并进行了实验验证。结果表明,模型计算结果与实测数据吻合较好,说明所提方法有效。考虑到辨识模型的数学本质,该方法对其他固定翼无人机同样适用。     

嵌套阵列最大似然估计测向算法

针对在辐射源个数未知的条件下嵌套阵列难以估计多个辐射源角度的问题,提出了基于最大似然估计(MLE)的嵌套阵列角度估计算法。算法在嵌套阵列模型的基础上,首先通过推导阵列截获多辐射源信号的最大似然函数及其梯度,利用最速下降法估计出空域中所有潜在辐射源的角度;然后,通过多元假设检验,利用最大似然比与门限进行比较,确定出空域中所有潜在辐射源中某一时刻发射信号的活跃辐射源角度,排除其余噪声形成的虚假辐射源角度,解决了在辐射源个数未知条件下嵌套阵列对多个辐射源角度估计问题。仿真结果表明:与传统多重信号分类(MUSIC)算法相比,该算法在辐射源数目未知、存在相干信号、低信噪比(SNR)、低快拍数条件下,均具有较好的角度估计精度,并且算法形成的虚拟阵列自由度是空间平滑MUSIC算法的2倍;多元假设检验法比传统信源数目估计算法在低信噪比条件下和处理相干信号方面具有明显优势。     

带先进桨尖的模型旋翼悬停噪声计算与试验

为进行旋翼噪声水平对比，在全消声室开展了3副不同下反角桨尖模型旋翼噪声试验研究，完成了悬停状态下不同总距和不同观测点上的噪声测量试验，获得了多组噪声数据。数值计算方面，以RANS方程为主控方程求解旋翼流场气动信息，在获取精确声源信息的基础上，基于FW-H方程进行噪声计算和分析。在相同的状态下，计算结果与试验结果显示出较好的一致性，表明了本文数值方法的准确性。最后，根据试验结果，对比分析了不同下反角桨尖对旋翼气动 噪声特性的影响规律。     

航空用铝合金在酸性盐雾环境中腐蚀电化学

用失重法和电化学方法研究2A12,5A06和7A04铝合金在中性和酸性(pH≈5)连续盐雾环境下的腐蚀过程。通过金相显微镜和接触角表面分析仪观察其金属相界面处的腐蚀形貌和表面状态,分析腐蚀机理。结果表明:失重法、极化曲线Tafel外推法和电化学阻抗谱法均显示3种铝合金在中性盐雾中腐蚀速率的大小关系为7A042A125A06;在酸性盐雾中腐蚀速率的大小关系为7A045A062A12;铝合金表面与中性和酸性盐溶液的接触角分别为70.9°和52.6°,酸性盐溶液的接触角小于中性盐溶液的接触角,可能是因为氢离子增多使阴极反应右移,加速阳极溶解,破坏了铝合金表面的氧化膜。     

由太阳和地磁参数构成的信鸽导航原理仿真

根据信鸽导航理论和相关试验结果的分析,确定太阳高和地磁场参数的组合可以形成信鸽导航的环境基础.通过分析信鸽对太阳高度角、地磁倾角参数的可能利用过程,结合信鸽飞行路径的特点,确认了信鸽方向判断原理和逐渐趋紧的过程,并在此基础上,通过计算机程序对信鸽导航过程和分型线路进行了模拟,结果较为符合信鸽的飞行特点,并对信鸽导航的初步原理进行了分析和解释.