螺纹垂直度误差的测量

所谓螺纹的垂直度,实际上就是螺纹中径的轴线对其端而的垂直度。基于这一道理,我们只要能找到一种既可以确定螺纹中径的轴线,又可以确定中径轴线对端面的相对单位的测量方法,问题就解决了。本文介绍了这种方法及其测量步骤。     

HTPB复合固体推进剂粘弹特性研究——动态抗张模量的时间、温度依赖性

利用RHEOVIBRN DDV-Ⅲ-EA型动态粘弹谱仪,在频率为110,35、11,3.5Hz,温度为-150～200℃及频率为0.3,0.03,0.01Hz,温度为-80～30℃的恒定频率,测定了HTPB复合固体推进剂动态抗张特性温度谱.以线性粘弹及热流变简单性作为基本假设,采用折合变量的数据处理方法,将恒定频率的动态抗张模量温谱曲线迭加成参考温度为20℃时的动态抗张模量主曲线,并用一般化的Maxwell模型级数式给予定量的数学描述;还将图解得到的偏移因子温度曲线处理成修正的WLF方程,从而为药柱强度分析提供该推进剂材料的动态粘弹参数.     

基于空间两点的视觉自主着陆导引算法设计

为提高无人机着陆效率,从着陆速度向量场和导引律设计两方面研究改进。首先,基于椭圆设计速度向量场,实现飞行路程更短、机动性能要求更低的着陆轨迹。然后,基于像素坐标系与机体坐标系的关系,设计无人机的航迹方位角指令;以椭圆切线方向为参考,结合合作矢量特征,设计航迹倾斜角指令;利用图像信息,设计速度大小指令。最后,理论比较了传统轨迹与提出轨迹对方向机动性性能的要求,给出了轨迹参数与无人机方向机动性性能的关系。利用Simulink搭建系统仿真平台,计算满足要求的合作矢量特征。结果表明,无人机以曲线轨迹准确软着陆到目标,满足实际运用的需要。      

利用视加速度补偿和推力逐级释放的垂直着陆制导方法

针对运载火箭子级垂直返回着陆段的制导问题，本文在应用凸优化的滚动时域在线规划基础上研究了制导鲁棒性的改善策略。为应对着陆后期控制能力不足的情况，在滚动规划过程中引入了推力上界逐级释放的策略。同时，考虑缓解干扰和误差累积的影响，在制导周期内引入视加速度信息对在线规划的推力指令进行补偿，以进一步改善滚动规划的递归可行性。最后，通过数值算例仿真及对比分析验证所提出的补偿策略的有效性。     

我国三次飞行高度层系统改革的比较与思考

<正>我国的飞行高度层系统自1964年建立至今经历了三次大的改革,总体体现了垂直间隔逐步缩小,飞行高度层逐渐增加,空域容量持续增大的态势,为推动我国民航运输发展,保障飞行安全,起到了十发重要的作用。笔者有幸亲历我国三次飞行高度层改革的全过程,既感受到改革的艰难,也体会到成功的喜悦。总结经验、反思教训对我国飞行高度层系统建设具有积极意义。一、我国较早时期飞行高度层配备规定20世纪四、五十年代,国际上提出了飞行高度配备设想,其目的是防止飞机空中相撞。随着飞机性能的提高和飞行量的增加,     

无伞末敏弹双S形尾翼弯折角对气动特性影响研究

为获得双S形尾翼末敏弹弯折角对气动特性的影响,基于计算流体力学方法对两片尾翼弯折角分别为10°、20°和30°的九种组合结构模型气动特性展开研究。获得了模型表面压力分布及阻力系数、升力系数和转动力矩系数随迎角由-30°到30°变化的规律。并通过高塔投放的自由飞行试验进行了动态气动特性研究。双S形尾翼无伞末敏弹流场计算结果显示,随着尾翼弯折角增大,双S形尾翼末敏弹阻力系数减小而转动力矩系数增加。弯折角变化对双S形尾翼末敏弹升力系数影响作用较小。试验结果显示,尾翼弯折角增大时,试验末敏弹弹轴与铅直轴夹角亦增加,即扫描角变大,但随着弯折角继续增加末敏弹的稳定性下降甚至出现翻转失稳而不能实现稳态扫描。通过本文的研究可以为改进末敏弹稳态扫描平台设计提供参考。     

三轴承矢量喷管红外辐射特性

针对涡扇发动机用三轴承矢量喷管（3BSN）,通过数值模拟的方法研究了在巡航和垂直起降（VTOL）状态即非矢量和90°矢量状态下三轴承矢量喷管的红外辐射空间分布特征,并分析了其影响机理。结果表明,在非矢量状态下由于特殊的几何型面使得喷管下壁面出现了局部高温区,喷流形状也变成椭圆锥形,造成垂直探测面上正探测角壁面红外辐射较负探测角最大增加44.6%,水平探测面上的燃气红外辐射大于垂直探测面;90°矢量状态下,由于偏转的喷管结构对前端高温部件的遮挡,总辐射峰值仅为非矢量状态的43.3%;喷管90°矢量偏转使得远离曲率中心一侧的气流速度降低温度升高,喷管外侧出现了大范围的局部高温区,导致垂直探测面负探测角范围的壁面辐射大于正探测角范围,最大相对差值达到71.9%。喷管偏转也遮挡了部分喷管内部的高温燃气,垂直探测面负探测角的仅能覆盖喷管出口处的高温燃气区域,明显小于正探测角,造成燃气辐射出现了20%的最大相对差值。     

短距起飞/垂直降落发动机建模技术研究

参考常规双轴涡扇发动机数学模型,建立了适用于短距起飞/垂直降落(STOVL)飞机的变循环发动机部件级数学模型;通过特性外推,建立了轴驱动升力风扇数学模型;采用神经网络映射涵道总压损失的方法,建立了滚转喷管和外涵模型.根据STOVL发动机结构和部件变化特点,建立了稳态和动态共同工作方程.参照国外文献仿真数据进行设计点计算,并按照Bevilaqua提出方法开展了由常规涡轮风扇模式到悬停涡轮轴模式的过渡态仿真.仿真结果表明:建立的数学模型在悬停状态设计点和高空巡航点与国外文献数据相比误差均小于1.5%,推力达到悬停状态要求,符合STOVL发动机的设计特点,验证了该建模方法的有效性.      

垂直起降运载火箭返回轨迹不确定性优化

针对垂直起降运载火箭一子级在返回着陆的过程中存在的参数不确定性,提出了一种基于非侵入式多项式混沌展开的序列优化和可靠度评估的返回轨迹不确定性优化方法。首先,建立了返回多飞行段轨迹在确定性条件下的优化模型。然后,为同时兼顾轨迹的鲁棒性和可靠性,建立了由鲁棒最优目标函数、基于可靠度的路径约束和鲁棒等式约束组成的不确定性返回轨迹优化模型。最后,基于非侵入式多项式混沌展开方法对鲁棒目标函数和等式约束进行量化处理,将原随机鲁棒优化问题转化为高维状态空间中的等价确定性优化问题;为提高路径约束的可靠度评估效率,基于非侵入式多项式混沌展开方法对最可能点法进行改进,进一步发展了序列优化和可靠度评估策略。数值仿真结果表明,所提出的不确定性优化方法具有较好的鲁棒性,可以满足工程可靠性指标要求,同时还具有较高的精度和计算效率。