有源拖曳式诱饵的干扰样式及对抗措施探讨

有源拖曳式诱饵是一种对导弹武器系统行之有效的干扰措施,了解其可能施放的干扰信号样式,有助于研究导弹对抗有源拖曳式诱饵干扰。通过数字仿真分析,研究了不同干扰信号样式对PD导引头所造成的干扰效果,分析了导引头可采取的抗干扰措施,以及后续的研究方向。     

弹上计算机自主抗干扰技术研究

分析了干扰作用机理 ,干扰对弹上计算机状态的影响 ,研究了计算机自主抗干扰技术 ,包括状态偏差的检测方法和正确状态的记录和恢复方法等 ,并给出了应用实例。     

歼击机总体设计相关参数的模糊综合评判

 用模糊数学的方法，建立能够综合表达歼击机近距格斗机动性能的相关参数表达式。该参数可作为飞机总体设计阶段的设计目标，还可作为综合衡量歼击机机动性能的指标。     

飞行中飞机加油门后的动态特点分析

主要对飞机单纯加油门后的运动规律做了定量的理论计算，对定长周期运动进行了一定物分析，得出了飞机在小速度时加油后有三种可能的状态，即收敛、发散和中立稳定。并指出飞机加油门后的增速状态是暂时的，一般民政部下增速之后，是一个高度与速度相互转化的振荡过程。同时还指出低空小速度时，在加油门后暂时的增速过程中靠拉杆争取高度是不安全的。     

深空探测采样返回起旋分离动力学仿真分析研究

针对深空探测采样返回高精度起旋分离,实现返回器再入大气姿态稳定的需求。在自主研发的被动式起旋分离机构的基础上,以多刚体系统动力学理论为基础,建立返回器起旋分离ADAMS动力学仿真分析模型,开展起旋分离过程综合敏度分析、敏感参数偏差耦合分析以及覆盖性分析研究,以此评估多参数偏差对返回器初始分离姿态的影响。分析结果表明：动力回转轴偏差和返回器横向质心偏差对返回器起旋分离姿态影响最为明显;合理配置动力回转轴及返回器横向质心位置有助于改善初始分离姿态;经多参数偏差覆盖性分析,验证了起旋分离各项指标的符合性。为深空探测采样再入返回高精度、高可靠分离技术的工程实施提供理论指导。     

压气机效率的正确变比热计算

随着实际压气机压机压比不断增高，按定比热等熵指数ｋ＝１．４的算法，误差越来越大。文中按照给定或实验测定压比，初温，终温的命题，给出计算效率的正确变化比热算法，并控压比５至３０分档作出算例，同时检验出，如简单地按初温冬温求ｋ算效率误差很大，几乎与定比热法同一量级。工程中常年用定比热已久，如何给出简便校正方法。尚待研究。     

民用飞机系列商载航程匹配设计

民用飞机产品开发的模式已从"单型飞机"的概念向"飞机系列"概念转化.根据模块化和通用性的策略,发展了飞机系列化设计方法,给出了飞机系列主要参数的设计原则和飞机系列经济性的描述方法,建立了飞机系列商载航程匹配设计模型.分析了商载和航程的匹配关系对飞机系列经济性的影响,利用Pareto多目标遗传算法,完成了某一民用飞机系列商载和航程的匹配设计,对不同设计方案的参数进行了比较分析,取得了较好的设计结果.     

基于人体热调节模型的民机座舱热舒适性分析

民机座舱热舒适性研究对我国研制的大型飞机市场竞争力具有重要意义.在舒适性研究中人体热模型的合理性是影响舒适性分析与评价的关键.在开展的有限空间人员热特性实验测试基础上,建立了一种具有热调节行为的人体热模型,将人体复杂传热过程抽象为高温核心区、血液灌注区和等效组织区三者间热传递,很好地克服了常规定壁温或定热流密度人体模型的局限性,计算结果与实验结果吻合较好.将该模型结合文中提出的无迭代PMV(Predicted Mean Vote)热舒适性方程,在保证计算速度的前提下,可实现高人员密度的民机座舱舒适性分析.仿真结果表明:该方法既能够满足复杂空间的计算速度要求,又能较准确地体现人体生理热调节过程,仿真结果可靠性高.     

某型教练飞机尾旋特性试飞研究

为了解决某型教练机大迎角/失速/尾旋设计定型的技术难题,依据GJB3814《军用飞机失速/过失速/尾旋试飞验证要求》,开展了尾旋试飞技术研究,提出了符合军标验证要求的尾旋特性试飞方法,包括不同进入方法、不同改出方法、最佳改出方法以及改出过程中误操纵等。通过试飞发现：该飞机对偏离是敏感的,但对尾旋等过失速模态是阻抗的;该飞机存在＂过失速旋转＂、＂落叶飘＂、＂振荡正飞陡尾旋＂以及＂倒飞尾旋＂四种典型的过失速模态;＂三中立＂法可以较迅速改出发现的四种过失速模态,与失速改出方法具有同一性且不需要过多驾驶技巧,为试飞员推荐的最佳改出动作。     

共轴双旋翼自转气动特性

为了研究共轴双旋翼自转状态下的气动特性,开展了共轴双旋翼自转气动特性理论和试验研究.采用叶素理论计算旋翼力及力矩特性,引入气动干扰模型及动态入流捕捉旋翼流场的变化,对共轴双旋翼自转状态下的气动特性进行了理论分析和计算.风洞吹风试验与理论模型计算对比分析表明:旋翼转速较大时的误差小于5%,验证了理论模型的有效性.获得了上/下旋翼转速及升力随着总距角、后倒角、上/下旋翼间距及风速的变化关系.对比分析了上/下旋翼的相互气动干扰强度,获得了有效的共轴双旋翼自转时旋翼拉力分配的计算方法.