气动系数插值在捕获轨迹试验中的应用

本文叙述气动系数插值在捕获轨迹试验中的交叉核对和轨迹计算中的应用。对外挂物在某一个新的位置上的某些量的误差进行核对,看其是否在允许的范围之内,称为“交叉核对”。交叉核对分为两种,一种是对位置本身的核对,另一种是对气动系数的核对。在轨迹计算的每一个步长中应用气动系数插值,可以使计算更加精细,轨迹更加光滑。本文对气动系数插值作了一些改进的尝试,提出将气动系数对时间的插值改为气动系数对线位移的插值,这仅是初步的尝试,有待进一步探索。     

1.2米跨声速风洞中的外挂物可控轨迹试验技术研究

本文简要地介绍了在中国空气动力研究与发展中心的1.2米跨超声速风洞中所作外挂物可控轨迹试验技术研究的情况,着重介绍了系统的硬、软件的简况、轨迹生成和试验技术等,并提供了外挂物轨迹测量的某些结果。     

航天飞机再入大气层最优轨迹

本文研究航天飞机再人大气层最小气动加热的最优轨迹。文中考虑了地球自转的影响和气动加热、动压、过载对再入飞行的限制。在地心非惯性坐标系中,采用球面速度坐标系建立运动方程。再入点的运动参数是在惯性计算系中给出的,故地心非惯性系的再入参数是经过惯性计算系到非惯性计算系的转换而获得的。文中最优轨迹的性能指标采用气动加热量的最小值,最优轨迹的求解方法采用非线性规划法,即将控制变量参数化,把泛函的极值问题转变成函数的极值问题进行求解,因而可以利用函数优化方法的标准程序进行计算。本文在性能指标中引进了罚函数,并采用Powell方法求解无约束的最优化问题。文中进一步用运动参数描述控制变量,这不但便于初值的选择,而且还便于考虑一些参数变化规律的要求。本方法使用方便,计算结果稳定可靠。     

高速风洞级间分离轨迹模拟试验技术

针对多级航天器级间分离研究的地面试验需求,在高速风洞中发展了能够同时模拟前、后级运动的级间分离试验技术。利用风洞的上、下迎角机构,配置电机、传动系统和控制系统,建立了可变迎角和x向位移的上驱动机构,以及可变迎角、x向位移和y向位移的下驱动机构。分别将多级航天器的前、后级模型及测力天平与风洞上、下驱动机构连接,在级间分离计算机控制下,可开展前级迎角、后级迎角、前后级x向和y向相对位置协同模拟的轨迹模拟试验。调试和应用结果表明:上驱动机构可实现迎角–15°～15°、x向0～200 mm范围内的受控运动;下驱动机构可实现迎角–11°～49°、x向0～680 mm、y向0～507 mm范围内的受控运动;系统可用于常规测力试验、投放试验、网格测力试验和轨迹捕获试验。     

1．2米高速风洞外挂物可控轨迹系统中的测、控、处系统

气动中心１．２米高速风洞外挂物可控轨迹系统中的测、控、处系统是一个由电子计算机闭环控制以获得外挂物由其母机上分离的轨迹的大系统，已多次成功用于测定外挂物分离轨迹的试验，表明其操作方便、控制灵活和可靠、精度高、抗干扰能力强，适用于进行各种外挂物的可控轨迹试验。     

亚声速飞机外挂物气动载荷和分离轨迹工程估算方法

本文简要介绍了一种计算亚声速飞机外挂物气动载荷和分离轨迹的工程方法。本方法分别采用源汇模型和涡格模型模拟母机的体积效应和法向力效应,采用迭代方法计及母机-外挂物之间的二阶干扰。在气动中心高速所研制的战术导弹气动特性工程计算方法的基础上,以迎角沿弹身轴线和翼片变化的流动条件代替该方法中的均匀来流条件,而建立了非均匀流场中外挂物气动载荷的计算方法。最后采用四阶的 Adams 数值积分方法求解六自由度运动方程而得到外挂物的分离轨迹。与国内外其它计算方法相比,本方法具有适用范围广、迅速、方便、实用等特点。本方法对一系列算例进行了计算,其结果与风洞实验数据具有令人满意的一致性。     

线阵CCD在风洞轨迹测量试验技术中的应用研究

针对风洞试验中轨迹测量问题,设计了由3个一维线阵CCD成像单元组成的实时空间位移测量系统.提出了一种基于特征边缘提取的组合特征定位WBT算法,可以有效提高系统精确度和抗振动干扰能力.应用该系统在风洞中测量了覆冰导线的舞动轨迹,完成了导线舞动规律研究.     

飞机最有利加速轨迹

本文所讨论的最有利加速轨迹是指飞机在不损失高度的情况下,由一个速度加速到另一个选度所费时间最短的轨迹。 本文采用的加速方式是先爬高以提高位能,再俯冲加速到规定速度。本文的主要目的是提出一种简便的计算方法,可以很快地找出这条轨迹,供飞行参考。     

考虑驾驶员反应特性的倾转旋翼机单发失效轨迹优化

为了能在倾转旋翼机单发失效轨迹优化的研究中考虑到驾驶员的反应特性,建立相应的增广飞行动力学模型并进行计算分析。首先,以倾转旋翼机基本纵向刚体飞行动力学模型为基础,建立旋翼拉力系数、旋翼后倒角与操纵杆量之间的关系,并引入延迟环节、惯性环节和操纵速率限制来模拟驾驶员的反应特性,形成适用于倾转旋翼机单发失效轨迹数值优化研究的增广飞行动力学模型。然后,采用直接转换法将轨迹优化对应的最优控制问题转化为非线性规划问题进行求解。最后,以XV-15倾转旋翼机为样机,计算短距起飞单发失效后的最优着陆过程,并与相关文献结果进行对比。对比结果表明:考虑驾驶员的反应特性后,优化得到的状态量、需用功率、拉力系数和旋翼后倒角变化更加柔和,着陆时间和距离有所延长,操纵杆量变化更加合理。除此之外,随着驾驶员感知延迟时间增加,最优着陆过程所需时间会增加,且着陆时触地速度也会增大,但操纵量变化趋势基本一致。考虑驾驶员反应特性的倾转旋翼机单发失效轨迹优化可以为驾驶员实施安全着陆提供更加有用的依据。     

通用航空器飞行轨迹模型研究

目前我国低空空域的改革已经进入深化阶段,为评估低空空域的安全风险,有必要对通用飞机的轨迹进行研究。本文提出了非管制空域内通用航空器的自由飞行轨迹模型。模型根据通用飞机的目标航向和航向周期对通用飞机的水平轨迹进行计算,根据目标俯仰角和俯仰周期对通用飞机的垂直剖面进行计算,并通过几何方法详细计算了通用飞机的转弯轨迹。模型验证显示,该模型产生的通用飞机模拟轨迹,与实际轨迹具有很高的相似程度。模型可为低空空域的安全评估提供支持。     

基于路径的数字系统功能测试

本文介绍基于路径的数字系统功能测试方法。路径表示系统在输入信号作用下状态的转换。文章提出并实现了遍历路径的测试矢量生成算法;讨论了利用数字系统硬件描述语言及其模拟器生成被测系统在测试矢量序列激励下的无故障响应序列的方法;并介绍运用无故障响应序列与实际响应序列进行比较测试的故障定位法。应用上述方法,笔者在研制的NAT-403Ⅰ型数字设备自动测试仪上对三种板级数字系统进行了测试,获得预期的效果。     

三维航迹的直接优化方法

介绍了用直接方法进行系统优化的基本原理，给出了求解沿航迹的速度序列和控制量序列的方法。与数字地图技术相结合，将这种方法应用到低空突防三维航迹优化之中，用改进的单纯形算法求解直接优化方法中的参数。由于优化参数少，可以实现航迹的实时优化，并且在优化过程中考虑了飞行器性能和推进系统性能的限制，故所优化出的参数航迹是可飞的。     

直升机复合材料尾桨叶疲劳试验研究

本文采用单点疲劳试验加载方法实现直升机复合材料尾桨叶疲劳试验挥舞、摆振、扭转方向的交变载荷协调加载，与以往多点、多向桨叶疲劳试验加载方法相比，试验设备简单，调试方便，可以达到较高的精度。复合材料桨叶在生产过程中常常在其内部带有气泡等缺陷，使得桨叶生产报废率偏高。本文主要研究这些缺陷对复合材料桨叶疲劳寿命的影响。疲劳试验结果表明，存在一定气泡缺陷的复合材料桨叶仍能满足规定的疲劳寿命。     

2.4m风洞壳体水压试验技术

水压试验是风洞洞体建造过程中作为检验设计、施工质量的重要手段。本文主要阐述2.4m风洞承压壳体整体水压试验的技术特点、试验目的及总体技术方案,简要介绍了以壳体应力分析结果为参考并结合风洞结构设计经验的风洞壳体位移、应力及支座反力监测部位选择方法,简要给出了风洞壳体整体水压试验的关键步骤,并将水压试验测量结果和应力计算结果进行了比较。2.4m风洞承压壳体整体水压试验的一次成功表明:基于壳体应力分析技术和独特的水压试验程序的2.4m风洞水压试验技术是安全可行的。     

材料表面温度的多光谱测量技术研究

主要介绍了多光谱温度测量技术的理论基础、试验测量方法的建立和试验数据的处理方法.对熔融40钢表面温度进行测量验证了试验方法;通过选取不同波段进行处理,并对比处理所得温度值验证了本方法与所选波段的无关性.试验结果表明,试验测得的温度与铁的熔点相比误差在5%以内,验证了该方法的可行性和可靠性.该方法克服了其它方法很难准确测得高温固体表面温度的缺点,在高温固体表面温度测量方面有广阔的应用前景.     

Nonlinear Modeling and Identification of Structural Joint by Response Control Vibration Test

Components of mechanical product are assembled by structural joints,such as bolting,riveting,welding,etc. Structural joints introduce nonlinearity to some engineering structures,and the nonlinearity need to be modeled precisely. To meet serious quality requirements,it is necessary to detect and identify nonlinearity of mechanical products for structural optimization. Modal test to acquire a dynamic response has been applied for decades,which provides reliable results for finite element(FE)model updating. Here response control vibration test for identification of nonlinearity is presented. A nonlinear system can be regarded as linearity for particular steady state response,and classical linear analysis tool is applicable to extract modal data for particular response. First,its applicability is illustrated by some numerical simulations. Subsequently,it is implemented on experimental setup with structural joints by shaking table. The stiffness and damping function dependent of relative displacement are fitted to describe its inherent nonlinearity. The spring and damping forces are identified by harmonic balance method(HBM)to predict output response. Based on the identified results,the procedure is recommended that it allows a reliable measurement of nonlinearity with a certain accuracy.     

硬度法检测飞机火烧构件的准确性分析

基于某烧伤战机的实际检测需要,采用硬度法对飞机火烧构件进行了检测。结果发现,硬度测试不能完全代替强度测试;单独使用硬度测试法对火烧飞机构件进行检测存在很大的隐患。为保证检测结果的准确性,必须与其它检测方法相结合。     

边界扫描技术在电路板故障诊断中的应用

现代飞机中使用的电路板大量采用集成度很高的IC,尤其是BGA器件。传统的测试方法已经无法进行或者测试效率很低,并且测试的覆盖率也不高,电路板调试工作极为困难,迫切需要一种高效的测试手段来解决硬件测试中遇到的难题。文章采用边界扫描技术设计的电路板自动测试设备（ATE）很好的解决了高性能电路板测试的难题。     

跨声速柔壁自适应风洞及试验技术研究

简述西北工业大学自适应壁风洞研究课题组在“八五”期间开展跨声速柔壁自适应壁风洞试验技术研究的主要研究工作成果。简介该校的高速柔壁自适应壁风洞的设计及主要参数，以及在该风洞中开展的低超声速消除波反射的研究、近声速的自适应壁风洞试验技术研究和跨声速自适应壁试验段优化设计的研究。