基于任务的微机电惯性系统规模化测试技术研究

针对传统惯性测试技术测试周期长、测试效率低、测试成本高等问题，提出了基于任务的微机电惯性系统规模化测试解决方案。研究分析了微机电惯性系统测试技术的研究现状和发展趋势，建立了基于任务的微机电惯性系统测试体系，详细论证了微机电惯性系统批量、并行、自动化测试解决方案的可行性，为微机电惯性系统规模化测试实践奠定了基础。     

基于单应性矩阵的模型迎角单目视频测量方法

风洞试验中模型迎角的精准测量是降低阻力系数误差的重要途径之一，为此，提出了基于单应性矩阵的模型迎角单目视频测量方法。该方法通过两个单应性矩阵，获取试验过程中相机实时位姿和标记点物方空间位置坐标，应用坐标旋转关系，完成试验模型的迎角测量。数值仿真试验结果表明：迎角测量误差与待测标记点到风洞壁板间的距离偏差近似为线性关系，因此，当标记点不满足共面条件时，可根据该特点进行测量误差修正。静态标定和风洞迎角测量试验结果表明：修正系统误差后，迎角实测数据的测量准度在0.01°以内，精度不超过0.012°。本文方法易于实施，工程实用价值强。     

涡桨飞机发展现状及关键气动问题

独特的动力形式赋予了涡桨飞机优越的推进效率和良好的低速机动、起降性能，使得其在军用及民用领域占有重要的地位并得以不断发展，但同时也带来了一系列需要重点关注的设计问题。本文从目前国内外涡桨飞机的发展现状和设计特点出发，提出其面临的主要气动问题。重点针对国内亟待发展的舰载类涡桨飞机起降过程中的失速和操纵问题进行深入研究，剖析了翼面附近流动的分离状态和发展趋势对于失速特性及操纵安全性的影响规律，归纳总结出需要关注的关键约束和设计原则。在此基础上，通过对一组计算实例的分析，给出了机翼空间流场变化特征和宏观气动力之间的内在联系，并深入阐述了三维增升构型与干净构型及其各站位翼剖面的设计关联性。     

橡胶减振垫在航天器中的应用及验证

文章针对某航天器振动试验过程中出现的自锁阀及其安装支架振动响应放大问题,提出了一种采用橡胶减振垫的解决措施,给出了增加减振垫后设备安装的刚度模型及其分析,并通过振动试验验证了这种方法的有效性。试验结果表明:采用橡胶减振垫可以较好地解决部分航天器上仪器设备在振动环境条件下响应超标的问题,措施简单有效,满足使用要求,具有一定的推广应用价值。     

空间模拟碎片释放装置技术方案

为配合空间碎片主动清除技术的演示验证试验,提出了一种空间模拟碎片释放装置的技术方案:由模拟碎片及分离解锁装置组成。模拟碎片不具备任何合作特征,最初通过压紧杆与分离解锁装置相连,释放时由火工切割器切断压紧杆,模拟碎片在压缩弹簧的驱动下与分离解锁装置分离。最后,通过静载、模态、运动特性分析及分离解锁试验验证了该释放装置设计的正确性。     

基于绳系并联机器人支撑系统的SDM动导数试验可行性研究

详细给出了在低速风洞中,采用绳系并联机器人(WDPR)支撑模型,用强迫振荡法进行标准动态模型(SDM)动导数试验可行性的研究。试验中将杆式六分量应变天平内置入模型中以测量模型的气动力和气动力矩,建立了适用于绳系并联机器人支撑系统的模型运动控制子系统和数据采集子系统。采用绳拉力作为参考信号,对气动力矩信号与位姿信号进行数据的同步处理,解决了绳系并联机器人支撑系统应用于动导数试验时所测力矩信号与位姿信号之间的相位差确定问题,给出了WDPR支撑下模型动导数的计算方法。整个试验样机置于某开口式低速直流风洞中进行了俯仰、带偏航角的俯仰以及升沉的动导数试验,通过测量和计算得到各动导数。试验结果与参考文献相比较具有合理的一致性。研究结果表明,采用绳系并联机器人支撑模型进行动导数试验是可行的,至少对于SDM是这样的结果;使用一套绳系并联机器人支撑系统,可以完成多套硬式支撑系统才能完成的动导数试验,从而提高试验效率,降低试验成本。     

基于超静定配平的机动载荷控制风洞试验

介绍了俯仰机动载荷减缓(MLA)在某运输类飞机缩比风洞试验模型上的应用,旨在通过风洞试验研究一种基于超静定配平原理的机动载荷控制方法。首先,对模型飞机纵向超静定配平方法进行了研究并从理论上揭示通过其减缓机动载荷的基本原理;然后,依据超静定配平原理设计了MLA控制律,通过反馈模型飞机等效过载驱动副翼偏转减小机翼载荷,同时偏转升降舵来保持飞机的俯仰机动性能;最后,依次实施了超静定配平试验,气动伺服弹性稳定性试验以及机动载荷减缓试验,分别用以确定MLA控制律参数,检查控制系统稳定性以及获取俯仰机动时的系统响应。试验结果表明:在MLA控制律作用下,机翼根部弯矩增量比MLA控制律关闭时减小了10%以上,而模型飞机的俯仰机动性能基本保持不变;MLA控制律的加入使控制增稳系统稳定性略有下降;通过超静定配平试验确定MLA控制参数的方法有效提升了MLA控制律设计可靠性,使翼根弯矩减缓量接近目标值。研究工作为运输类飞机的机动载荷控制设计与试验提供了一种可行途径。     

基于NFTET的高超声速飞行器鲁棒轨迹重构设计

考虑高超声速飞行器故障下安全再入飞行问题，针对飞行器发生较大故障的情况，提出了基于相邻可行轨迹存在定理(Neighboring feasible trajectory existence theorem,NFTET)的鲁棒在线轨迹重构算法。在标称情况下基于反馈线性化预测校正制导算法生成满足各种约束条件的再入轨迹；由于NFTET只适用于发生较小故障的情况，为保证较大故障下飞行器仍能以较高精度安全着陆，基于NFTET理论设计了鲁棒轨迹重构算法，得到了较高落点精度的飞行轨迹。仿真结果表明，本文所提出算法能有效解决飞行器较大故障下的安全再入轨迹重构问题，提高了飞行器的自主容错能力。     

共轴倾转旋翼性能计算方法

共轴倾转旋翼飞行器是一款可折叠机翼的高速旋翼飞行器。本文建立了适用于共轴倾转旋翼飞行器直升机模式、倾转过渡模式和固定翼飞机模式的旋翼性能计算方法,并对比风洞试验数据验证了共轴倾转旋翼轴流状态的性能和共轴双旋翼前飞状态的性能。在此基础上,分析了共轴倾转旋翼在倾转过渡状态各性能参数的变化规律、上下旋翼诱导速度的分布情况、上下旋翼之间的干扰面积和干扰因子的变化趋势。结论表明:相同来流速度下,当倾转角增大,共轴倾转旋翼的拉力系数减小,功率系数先增大后减小,上下旋翼的受干扰面积和干扰因子均增大。     

一种典型的跨声速区颤振试飞方法

由于受空气压缩性的影响,飞机的颤振速度在跨声速区附近一般会出现较大降低。为解决此问题,简要分析了跨声速区颤振"凹坑"形成的机理,并结合某型飞机的颤振试飞,提出了跨声速区的颤振试飞方法,并给出了数据分析处理结果和结论。