桨扇发动机性能预测

在飞机的方案论证阶段以及尔后飞机与发动机的性能匹配过程中都需要知道桨扇发动机的性能。本文主要讨论桨扇发动机性能的预测方法,并给出计算得到的飞行特性和转速特性。 一、设计点的选取 1.桨扇发动机设计点 起飞和巡航是运输机的主要飞行任务。发动机的尺寸主要也是根据这两个飞行任务选取。以往,涡扇发动机是将海平面上的起飞条件作为设计点,只要起飞推力够了,巡航推力一定满足。但桨扇发动机由于函道比较大(>50),推力随马赫数下降很快,一般选10000米高度上的巡航马赫数作为设计点。      

可重复使用宽域高速飞行器低速段动力方案分析与选型

为快速评估不同类型的发动机方案在可重复使用宽域高速飞行器上的适用性,对飞行器动力方案中至为关键的低速段动力方案进行了综述分析。系统研究了不同动力方案在解决宽域工作问题方面基本原理的差异,给出了各方案的工作过程及宽域工作性能,并概括分析了典型方案所适配的目标飞行器的基本情况,为飞行器总体动力方案的设计提供参考。研究结果表明：宽域高速飞行器任务需求差异对低速段动力方案的选择具有重要影响;宽域加速型任务与高速巡航型任务差异较大,但随着飞行器马赫数上限的增加,两种任务模式下低速段动力方案选择的差异开始变小;对于某一确定飞行任务的宽域高速飞行器,满足其加速需求的低速段动力方案也不唯一;基于涡扇的变循环发动机方案、燃料直接预冷发动机方案及火箭冲压RBCC与现货涡轮发动机组合的方案在加速型任务与高马赫数巡航型任务中均可适用;基于现货发动机改造及组合的低速段动力方案,在低成本、高敏捷的两级入轨飞行器第一级中应用前景较好。     

局内电梯调度问题与竞争算法

经典的优化理论大多是在已知条件不变的基础上给出最优方案 (即最优解 ) ,其最优性在条件发生变化时就会失去。局内问题与竞争算法则是针对特定的优化问题来研究这样的方法 ,它在变化因素的每一个特例中都能给出一个方案 ,使得这一方案所得到的解离最优方案给出的解总在一定的比例之内。本文首先提出了局内电梯调度问题 ,设计了解决该问题的两个不同的竞争算法 ,并证明了这两个竞争算法的竞争比分别为k+2 和n-k +1,其中k为电梯的个数 ,n为楼层数。     

新型民机的选材分析

窄体客机与宽体客机所执行的任务不同,自然不能照搬宽体客机设计时的选材方案。新一代窄体客机虽然在尾翼及机翼控制面上仍采用复合材料结构,但机翼及机身的选材则会随机种的变化出现较大差异。铝合金,特别是铝锂合金由于成本低、生产风险小,有可能成为复合材料的强劲对手。钛合金由于与复合材料的相容性好,未来也将会在民机材料中占据重要地...     

多用途作战飞机复合控制技术研究

为充分发挥多用途作战飞机的飞行特性,提高其在执行不同任务中的综合性能,提出了一种面向任务的复合控制技术框架。针对舵面控制不足和控制冗余两种情况,设计了相应的复合控制方案,并结合现有的复合控制方法,实现了基于飞行任务的复合控制策略。仿真结果表明,该控制策略能够有效地实现面向典型飞行任务链的复合控制,保证了整个任务过程的飞行性能。     

“秋千式”月面下降/上升单级可重用运输系统概念设计

针对未来载人月球探测的任务需求,提出了"秋千式"月面下降/上升单级可重用运输系统的概念设计方案。对运输系统组成与功能、任务过程、方案可行性以及发射成本进行了分析,并提出了方案面临的技术挑战。结果表明:相比阿波罗计划,方案中单次载人探月任务发射质量可减少至原来的1/3以内,月面下降/上升速度增量需求也能降低1/2以上;可重用运输系统能有效增加任务次数,充分提高任务的经济性,且在强度和轨道设计方面初步具备可行性。     

排气装置的模型试验与研究

在低 Ma情况下 ,对两种方案的排气扩压器和排气管 1/ 5模型进行了试验与研究。一种是大扩压角内有分割锥的扩压器 ;一种是小角度扩压器 ,其扩压比分布在直扩压段和转向叶片两个部分上。得出了不同的试验结果 ,同时对一方案的不同结构分别测定了压力损失系数和总压恢复系数 ,并进行了分析。文中引用了 Sovron等人推荐的曲线进行研究 ,又解释了预旋叶片的作用 ,得出一些有益的设计思想。     

月面人机联合探测概念研究

月面人机联合探测是载人月球探测任务的基础,是制定载人登月任务模式、设计登月飞行器系统方案的前提。以未来载人登月和月球基地任务为背景,对月面人机联合探测的需求进行了分析,梳理了不同阶段月面典型作业活动,并以此为基础,对月面人机联合探测系统方案进行了论证,设计了面向不同任务的系统组成,分析了月面人机联合探测关键技术,为后续开展有人参与的月球探测任务提供参考。     

飞机/发动机一体化评估系统研究

本课题研究了一种快速的飞机/发动机一体化评估方法和软件,其主要特点是根据飞机飞行任务要求,同时对飞机/发动机系统的主要设计变量(如飞机起飞推重比、翼载、机翼几何参数和发动机循环参数等)进行有约束多目标优选,求得最佳方案。优选的目标函数和约束条件由飞机战术技术要求和飞行任务确定。 应用此评估系统,曾对某型歼击机进行改型方案论证。计算结果表明:优选后的飞机性能有明显改善;飞行任务要求不同,最佳方案飞机的推重比、翼载、机翼外形和发动机循环参数也不同。使用本系统方便和快速,每计算一个方案在IBM4341计算机上,所需CPU时间在1min以内。本评估系统适用于战斗飞机/发动机的设计和改型,经扩充后也可推广到民用飞机/发动机的方案论证工作。     

一种综合通信导航识别系统的多波形部署方案设计

针对拥有多个相同任务通道的综合通信导航识别系统的多波形部署问题,提出了一种采用静态策略 的多通道多波形部署设计方案。本方案基于软件通信体系结构设计,实现了多波形应用与多个任务通道的匹配 机制和根据静态策略在多个任务通道上部署波形的机制。     

大子午扩张涡轮过渡段的子午型线

在低压涡轮导叶设计中采用三种不同前掠叶型,与原子午型线匹配具有不同分离程度,提出两种子午型线设计方法,采用N-S方程全三维CFD软件对每种方法的多个方案与各种叶型匹配情况下进行数值模拟;研究了大子午扩张涡轮过渡段在不同分离情况下的子午型线优化设计特点。结果表明,通过优化子午型线能够明显提高气动性能,并针对不同分离程度,其提高的限度不同,其子午型线设计的特点也有所不同。     

载人登月地月转移轨道方案综述

在总结国内外月球探测地月转移轨道研究进展与现状的基础上,从整体上研究了地月转移轨道的设计模型及设计约束,分析了不同类型地月转移轨道的特点及适用性。结合载人登月飞行任务特点,讨论了可满足载人登月任务约束的轨道类型及方案,并通过仿真计算和对比现有转移轨道研究结论,分析了不同类型轨道的飞行时间、能量消耗、月面可达区域等特性,提出了应用建议,可为载人登月任务地月转移轨道方案深入研究提供参考。     

基于DDPG的多旋翼无人机自主引导与跟踪方法

针对多旋翼无人机对地面动态目标的近距离侦察问题,根据无人机与目标的相对距离将侦察任务拆分为引导阶段及跟踪阶段两部分,并针对引导阶段和跟踪阶段不同的任务需求,分别建立了自主引导模型与自主跟踪模型;其次,基于深度确定性策略梯度(DDPG)算法,对提出的两个模型分别进行网络设计和参数优化,分别得到上述两个阶段的控制策略;最后,搭建基于机器人操作系统(ROS)的仿真测试平台,实现基于深度强化学习的无人机侦察任务的训练和数据收集,并进行了性能测试。仿真结果表明,所提出的无人机自主引导与跟踪方法能够满足侦察任务两阶段的不同需求,自主完成对地面动态目标近距离侦察的全过程任务。     

载人月面着陆器贮箱热控方案分析

针对月球表面低温、高温热环境与地月转移过程空间深冷环境,提出了多种载人月面着陆器贮箱热控方案,对不同热环境下的不同热控方案进行仿真计算,得到了载人月面着陆器侧壁与贮箱温度变化趋势.结果表明:3种方案中,方案一系统代价最低,为最优方案;贮箱通过被动热控设计可以使温度满足任务要求,且不需要增加额外代价.     

未来的固定翼技术

在美国国防部新技术综合发展方案中,固定翼飞行器技术的发展几乎和旋翼飞行器的技术发展是同步进行的,只是在某些不同的领域,分别起着不同的带头作用。很显然,这两种飞行器的技术发展方案同时也受益于其他一些领域的技术发展。这两种飞行器技术协调发展的本身也是一个综合和并行发展的过程。目前,美国已为固定翼飞机制定了     

在轨加注任务中变质量特性下的空间操作臂状态扩展自适应镇定控制

模块更换方式在轨加注任务面向不同类型的多个待加注目标与推进剂模块,过程中涉及航天器对接与分离、推进剂模块拆卸与组装等多种操作,研发时需要考虑系统中质量特性变化复杂,以及地面验证中存在的全周期、遍历性的任务级微重力模拟试验难以实现的问题。首先,针对地面调试良好时在轨加注空间操作臂系统可能被掩盖的非线性动力学特性,分析了一定参数范围下,任务执行过程中负载和基座质量特性变化对空间操作臂动力学特性和控制性能的影响。随后为实现对控制对象及环境改变的自适应性,基于惯性矩阵分解与重力载荷矩阵线性化,设计g的自适应律,并扩展系统状态变量,建立系统的Hamilton模型,进而基于能量函数整形与阻尼注入的无源性控制思想,设计预置镇定控制律,提出一种可对不同工况下的系统非线性实现自适应镇定的控制方案。最后,通过仿真研究验证了所提控制方案的有效性。     

关于机场航站楼供电系统设计的两点看法

机场航站楼供电系统的设计在整个机场设计中至关重要，但由于种种原因，我国在航站楼的设计方面还未积累一套完整成熟的经验。本文作者曾参与首都机场２号候机楼供电系统的方案讨论和设计审查，结合该系统的实际情况提出了两点看法，     

载人月球探测轨道设计的挑战与技术发展趋势

轨道设计是载人月球探测工程中的一个重要问题,直接影响工程实施的效果、甚至成败。本文概述了载人月球探测工程中涉及的飞行轨道,指出了轨道设计所面临的三方面挑战,即飞行轨道方案、轨道设计效率、任务全局最优化的挑战;简要介绍了国内外载人月球探测轨道设计的研究进展;提出了当前载人月球探测轨道设计需要重点突破的几个关键技术问题,包括一体化轨道设计与优化、应急任务轨道设计、地月空间任务高鲁棒性轨道设计、月球轨道空间站的轨道设计和地月空间轨道通用设计软件等问题。     

空间交会对接多体制接收机设计与实现简

空间交会对接时,空空通信系统需在两个航天器之间建立双向通信链路,完成两者间的信息交换.在载人航天交会对接任务中,空空通信系统担负交会对接段以及撤离段航天器间的双向链路数据传输任务.针对不同的任务模式、分析不同信号的解调模型和算法特点,基于软件无线电技术确定本系统的全数字化解调算法和硬件平台设计方案,实现过程运用复用/优化设计思路,节省了逻辑资源、降低了算法复杂度.对关键指标的测试表明,该设计可满足空空通信系统的指标需求.     

空间交会对接多体制接收机设计与实现

空间交会对接时,空空通信系统需在两个航天器之间建立双向通信链路,完成两者间的信息交换。在载人航天交会对接任务中,空空通信系统担负交会对接段以及撤离段航天器间的双向链路数据传输任务。针对不同的任务模式、分析不同信号的解调模型和算法特点,基于软件无线电技术确定本系统的全数字化解调算法和硬件平台设计方案,实现过程运用复用/优化设计思路,节省了逻辑资源、降低了算法复杂度。对关键指标的测试表明,该设计可满足空空通信系统的指标需求。