固定翼无人机航磁探测系统的磁补偿模型分析

近年来,无人机的应用日益广泛,逐渐用于航空物探。在使用固定翼无人机搭载磁力仪进行航磁测量时,必然引入飞行平台干扰,包括与机动无关的干扰和与机动有关的干扰。去除和飞机机动有关的磁干扰,即为磁补偿工作。航磁补偿的经典TOLLES-LAWSON模型将磁干扰分为剩余磁场、感应磁场和涡流磁场。对于固定翼无人机,涡流磁场可以不考虑,将剩余磁场和感应磁场合称为稳态干扰场。主要对飞机干扰的来源和性质进行分析,并在地面设计实验验证铁磁性材料的性质,以加深对磁补偿模型的假设和推导过程的理解。最后,在地面实验平台上测量了飞机磁干扰场的平面分布图,指导航空磁力仪的安装。在将TOLLES-LAWSON模型应用于固定翼无人机航磁探测系统的磁补偿工作时,无人机与有人机相比,在结构和材料方面都有较大差异,因此对模型的物理意义和假设条件的深入理解至关重要,此即本文所述工作成果的出发点。     

航磁补偿技术及补偿质量的评价方法

航磁补偿的目的是要消除飞机平台引入的干扰磁场,对于高精度航空磁探来说,磁补偿质量直接制约了探测效果。文章按照航磁补偿的执行步骤进行了飞机平台磁干扰建模、模型参数求解方法、补偿飞行方案。另外,为了对补偿飞行的质量进行有效控制,采用量化指标对磁补偿效果进行评价,判定补偿效果的优劣。最后,基于 MFC软件平台开发了航磁补偿系数求解及补偿质量评价软件。     

直升机悬停控制器的设计

直升机在空中定点悬停是飞行任务中的一个重要课题,只靠飞行员操纵来达到精确的悬停是非常困难的。本文利用现代控制理论来设计直升机悬停控制器,文中推导了最优控制算式,并在IBM—PC机上进行了数字仿真,结果表明该系统在悬停时具有较高的位置精度。     

全站仪在直升机悬停测试中的应用

介绍了如何将改造后的全站仪应用于直升机悬停性能测试的方法。经真实飞行试验检验，该方法理论严密，方案合理，改装简单，操作方便，成本低廉。较之原始的摄影测量法有无法替代的优点。     

新构型倾转旋翼无人机飞行力学建模

倾转旋翼无人机飞行力学模型是设计飞行控制律和分析飞行特性的基础。从一款在研的新构型倾转旋翼无人机工程实际出发,建立该无人机非线性飞行力学模型;分析新构型倾转旋翼机相比常规倾转旋翼机的特点和优势,建立直升机模式、倾转过渡模式和固定翼模式下各部件飞行力学模型;并针对直升机模式,对不同飞行速度进行配平及稳定性分析。结果表明:该构型倾转旋翼无人机直升机模式横航向模态具有很好的稳定性,直升机模式悬停状态横纵向模态基本没有耦合。     

姿态航向参考系统中磁罗盘安装误差补偿研究

在飞行状态下,姿态航向参考系统的航向由磁航姿计算机的姿态和磁罗盘的磁通量算得,由于磁罗盘和航姿计算机在机上有安装误差,使得算出的航向有一定偏差,针对这一问题,文章提出了一种补偿机上磁罗盘安装误差的方法。机上试验表明:该方法补偿了磁罗盘在机上的安装误差,可有效提高磁航向的精度。     

《飞行力学》征稿简则

<正>—、《飞行力学》为航空航大飞行力学专业综合性学术刊物(双月刊)本刊以反映当前飞机、直升机、导弹、航天器等飞行力学及相关专业的研究成果和报道国内外发展动态为宗旨;主要刊登飞行器的基础理论,制导与控制、检测、验与仿真、飞机综合设计、空中交通管制与导航.航空飞行技术等研究成果。二,来稿要求1.论点和中心内容明确,论证严密,数据可靠,算式推导     

米-38开始悬停试验

俄罗斯最新中型运输直升机--欧直米里联合公司的米-38于2003年12月22日在喀山进行了首次悬停飞行试验.这次悬停试验为时6分钟,采用近地操作.第二天在俄罗斯的国防代表面前又进行了类似的悬停飞行试验.     

直升机飞行与动力装置综合控制仿真

直升机飞行/动力装置综合控制(IFPC)是一个复杂大系统,本文根据对直升机飞行与动力装置的耦合关系分析,开展了直升机IFPC问题研究.应用大系统控制理论,建立了直升机IFPC一体化模型.研究了黑鹰直升机在悬停状态下综合控制模型操纵量改变的动态响应以及对其性能的影响.     

直升机海面悬停时精确高度的维纳滤波提取法

研究了直升机作海面低高度(１５ｍ)悬停时获取精确高度的维纳滤波组合系统。高度量测来自捷联垂直加速度计和无线电高度表。维纳滤波器根据海浪、无线电高度表噪声和加速度计噪声三种随机干扰的功率谱采用伯特一香农设计法获得。对组合系统作了五种环境下的滤波仿真,结果表明：该系统既能有效滤除上述三种干扰,又能准确跟踪悬停高度的变化。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。