飞机排故方法模糊与统计综合评估算法的研究

针对民航飞机维修过程中故障描述对应的多种故障原因和排故方法,无法进行确定性选择问题,采用模糊综合评估理论,在统计已往维修经验数据的基础上,提出一种在各种故障原因和排故方法中进行选择的优先排序算法,进而解决了飞机故障诊断信息应用的关键问题,提高了排故速度。此评估算法已应用到民航的维修实践中。     

中继卫星天线指向控制策略研究

首先根据中继卫星系统中中继卫星跟踪用户星的要求,定义了中继卫星天线坐标系,推导出了中继卫星天线对用户星的跟踪规律,通过该跟踪规律可以推出中继卫星跟踪用户星时天线方位和俯仰轴转角,为了保证中继卫星与用户星之间的通信,中继卫星单址天线需要精确的指向用户星;然后详细描述了天线指向控制概念,并且设计了星上自主控制方案,星上自主控制方案由捕获和自动跟踪模式组成,一方面设计了天线捕获过程,另一方面对自动跟踪模式的天线步进逻辑进行了合理选择;最后根据推导的跟踪规律,以不同轨道的用户星作为跟踪目标,对所设计的天线指向控制系统进行了数学仿真,并且通过对仿真结果的分析验证了中继卫星单址天线指向性能。     

射流预冷试验用温度探针的设计与测试

针对航空发动机射流预冷试验中气流温度难以测量的问题，设计了1 种温度探针，并提出了测温方法，给出了计算气流 总温的修正公式。在射流预冷试验台上开展了试验验证，该试验台具有加温、喷射冷却水、使用温度探针测量喷水后混合气流温度 的能力。测温试验结果表明：除临近机匣内壁面的测点外，当水气比小于5.5％时，温度探针的测点不遇水。为验证测量方法的准确 性，在不同水气比条件下对测量结果与数值模拟结果的偏差进行了比较，并针对截面平均总温的偏差建立拟合曲线。比较结果表 明：当水气比在3％以下时，测试结果与模拟结果基本吻合，证明了本测试方法具有可行性。     

离子推力器多模式化研究

为了实现离子推力器多模式化,分析了离子推力器功率宽范围调节限制因素,提出了两种宽范围调节策略;针对我国小行星探测任务,完成了30cm多模式离子推力器研制、功率宽范围调节限制条件确定、以及两种调节策略下多模式工作点设计及对比研究。结果显示,通过降低放电室磁场强度可延伸离子推力器最小稳定工作功率,提高束流均匀性,实现离子推力器更宽功率范围多工作点设计;功率宽范围调节主要是屏栅电压和束电流的宽范围调节,二者通过栅极导流系数限制和交叉限制而约束;推力随功率增加呈线性增加关系,比冲随功率的增加总体上呈先快速增加后趋于稳定的趋势;30cm多模式离子推力器在0.25kW～5kW内稳定工作,推力10mN～186mN,比冲1522s～3586s。     

一种新的基于ANSYS的机翼挠曲变形建模方法

针对传递对准中机翼挠曲变形建模方法适用性差的问题,提出了一种基于有限元分析的不同挂点处弹载子惯导系统的机翼挠曲变形建模方法。以柔性较大的大展弦比机翼为研究对象,建立了薄蒙皮、双翼梁、多肋板式机翼模型。通过绕流分析得到的机翼上、下表面压力分布云图,在此基础上对机翼结构进行气动载荷的加载。根据ANSYS瞬态动力学分析,获取了机翼挠曲变形角的随机过程序列,并利用AR(n)模型代替ARMA(p,q)模型进行建模。采用一种改良卡尔曼滤波算法对模型参数进行估计,并利用信息准则对模型的适应性进行检验。根据参数辨识的结果,最终得到了机翼的挠曲变形模型。     

点燃式航空重油活塞发动机冷起动控制策略

针对点燃式航空重油活塞发动机低温起动困难问题,采取了空气辅助缸内直喷技术手段,开展了冷起动控制策略研究及试验验证研究,解决了-10 ℃发动机低温顺利起动问题。提取了影响冷起动的关键控制参数,并对其进行了规律研究,获得了环境温度对各参数的最优匹配结果及试验验证;定义了点燃式重油发动机的冷起动阶段,根据匹配和试验结果获得了关键参数与缸体温度的映射关系,设计了冷起动策略并进行了试验验证。结果表明:缸体温度在-10～20 ℃之间,最佳喷油提前角在上止点前50°~85°范围,最佳点火提前角为上止点前45°可以保证重油发动机平稳起动,起动时间小于3 s。     

AZ31B镁合金大应变循环变形行为研究

为了研究AZ31B镁合金在大应变幅条件下的变形机制,开展了该合金在7.嬲应变幅条件下的循环行为研究.结果表明:在拉伸阶段的最大应力值随着循环周次的增加而减小,而在压缩过程中的最大应力值随着循环周次的增加而增大,在整个循环过程中材料呈现循环应变硬化特性,拉应力是导致循环应变硬化的主要原因;随着循环周次增加,滞回曲线的不对称性基本不变.真应力-真应变滞回曲线在卸载和反向拉伸阶段出现3个拐点.在压缩过程中发生{10-12}孪生,反向拉伸过程发生去孪生行为,包申格效应对去孪生行为具有较大影响.研究表明:孪生-去孪生是大应变幅循环变形的主要变形机制;对拉伸、反向压缩过程的变形特征及机制的分析,可为低周疲劳行为的研究提供参考.     

多模式离子推力器流率特性实验研究

为了实现多模式离子推力器在宽功率范围内最优性能和可靠性,基于30cm多模式离子推力器通过实验开展了阴极和中和器羽状模式转变点流率、放电电压30V对应阴极流率和放电损耗曲线与束电流关系研究。30cm多模式离子推力器束电流从0.3A增加到3.3A时,阴极羽状模式转变点流率值从0.017mg/s增加到0.163mg/s,放电电压30V对应阴极流率从0.129mg/s增加到0.231mg/s,中和器羽状模式转变点流率从0.030mg/s增加到0.191mg/s。随放电室工质利用率的增加,在小束电流下放电损耗迅速增加;当束电流大于1.5A时,放电损耗对放电室工质利用率的变化较为迟钝。基于上述流率特性实验结果完成了30cm多模式离子推力器宽功率范围35个工作点下最佳流率设计。在设计的工作流率下,放电电压小于30V,阴极和中和器均工作在点状模式,实测推力为9.6mN~185.2mN、比冲为1332s~3568s、功率为258W~4761W。     

航空发动机两种加速控制计划的融合控制方法研究

转速导数(N-dot)和换算燃油流量加速控制计划是航空发动机加速过程安全、快速的重要保障,但各自分别易受到功率提取、性能衰退和传感器、燃油计量装置误差的影响导致失速喘振或加速性的下降。为了提高所控制加速过程的鲁棒性,使用这两种控制计划所获燃油流量的偏差大小对N-dot控制计划的控制目标进行调节修正的融合控制方法获得实际的加速燃油流量。以双转子加力涡扇发动机为对象的仿真验证表明,该控制方法可以适应全包线加速控制的需要;相比其余两种控制计划在受功率提取、误差影响下保持正常工作的范围更广;相同工作条件下,该方法比N-dot控制计划更不易发生喘振,比换算燃油流量控制计划的加速时间更小。     

天问一号任务的技术创新

天问一号在国际上首次通过一次任务实现火星环绕、着陆、巡视的3大目标,突破了多项关键技术。本文介绍了天问一号的任务概况和飞行进展,全面总结了任务取得的8类创新成就和突破的主要关键技术。具体包括：火星环绕、着陆、巡视3大任务强耦合的总体设计、多弹道地球逃逸轨道发射、行星际飞行与火星捕获控制、火星进入下降着陆、火星表面恶劣环境应对、4亿千米远距离测控通信、遥感与巡视探测先进载荷、火星环境建模与地面验证试验。天问一号任务取得圆满成功,使得中国在深空探测领域一举进入世界先进行列。