考虑输入饱和与姿态角速度受限的航天器姿态抗退绕控制

 针对航天器姿态控制过程中同时存在输入饱和与姿态角速度受限的问题,提出了一种新型的姿态控制设计方法。该方法在保证系统渐近稳定的前提下,能够显式地给出输入力矩和姿态角速度的最大幅值,并通过引入一个时变锐度参数来增强系统对外部干扰的抑制能力;在此基础上,进一步考虑了由于四元数的冗余性所导致的退绕问题,设计了一组新的姿态偏差函数和偏差向量,使得控制器在满足上述约束的同时还具有抗退绕的优点。仿真结果表明,所提算法能够同时满足输入饱和与姿态角速度受限的约束,并且在较大外部干扰的情况下表现出了很强的鲁棒性,同时成功地规避了退绕现象。该算法为存在多重约束的航天器姿态控制问题提供了一个新的思路和解决方案,具有很好的实际应用价值。     

旋转带肋回转通道换热实验研究

为深入掌握高压涡轮叶片带肋回转通道在旋转状态下的换热分布,建立了旋转内通道实验系统,利用瞬态液晶测量方法研究了动叶回转内通道模型的换热机理,比较了三维数值模拟和实验的换热结果。通道入口雷诺数为5000~17000,旋转数为0~0.09,旋转半径与水力直径之比为46.4。结果表明:不同雷诺数下回转内通道的局部换热系数分布相似,局部、平均换热系数均随雷诺数增加而增大;沿程展向平均换热系数呈多波峰状分布,肋的扰动强化换热沿流向逐渐减弱;径向出流通道的努赛尔数随旋转数增加明显增大,径向入流通道的努赛尔数随旋转数的增加略有减小;哥氏力使转弯下游通道的局部换热系数改变,肋间的高换热区域由前肋的背风面附近向两肋之间偏移。     

正十二烷和甲基环己烷在超燃燃烧室中的点火和稳焰特性研究

主要研究了液态单组份碳氢燃料在超燃燃烧室中的点火和稳焰性能,所用燃料为正十二烷和甲基环己烷,研究结果可以为超燃冲压发动机的燃料制备提供部分依据。试验在以蓄热式加热器为核心的直连式试验台上进行,超燃燃烧室进口总温在1040~1100K范围内,进口马赫数2.03,进口空气流量2.0kg/s左右,点火器为燃气发生器,采用串联凹腔作为火焰稳定装置,在第一个凹腔前常温燃料垂直喷射到燃烧室中。研究结果表明:与正十二烷相比,甲基环己烷在来流总温较低的超声速流中更容易被点燃和实现稳火,但总体来讲,当燃烧室进口总温低于1100K时,常温液态燃料的点火和稳焰性能较差。理论分析了两种燃料的蒸发特性,计算结果表明在来流参数相同时,甲基环己烷的蒸发特性优于正十二烷。利用一维分析方法结合试验测量的壁面静压、燃烧室入口马赫数和空气流量,得到了正十二烷和甲基环己烷不同工况时的总温分布和出口燃烧效率。     

某型飞机后边条焊接盒段优化研究

某型飞机后边条焊接盒段是用于安装平尾的重要受力构件,由材料为30CrMnSiA的板弯件、机加件及加强筋焊接组合而成。由于盒段焊缝数量多、零件壁厚薄,故在组合焊接时容易出现焊接变形、变形后校形困难等问题,使焊缝质量难以保证。本文对焊接盒段结构方案进行了优化研究,在最终选定的结构优化方案中,其盒段壁板为整体机加成型,大量采用机械连接,焊缝数量少,焊接形式简单,缩短了盒段的焊接周期,改善了焊接盒段生产的工艺性,满足了该型号飞机的批产要求。     

致密化工艺对针刺无纬布C/ C 复合材料性能的影响

比较了两种不同工艺制备的针刺无纬布C/C复合材料。研究表明,在沥青浸渍/碳化之前对针刺预制体进行CVI预增密处理后,其C/C复合材料轴向拉伸强度提高了234%,层剪强度提高了126%;热扩散率明显升高,轴向线胀系数下降,表现出良好的综合性能。     

直升机起飞性能试飞方法研究

当直升机可用功率不足以维持地效外悬停时,直升机可以利用地面效应增速至一定前飞速度完成起飞。研究了地面效应和前飞速度对直升机剩余功率的影响,阐述了利用剩余功率进行有地效起飞的原理。介绍了3种有地效起飞方式,并使用水平加速—定速爬升法进行了起飞性能飞行试验,得到了水平越障距离随爬升速度的变化曲线,对飞行试验结果进行了分析,得到了有益的结论。     

直升机运输效能试飞技术研究

对直升机运输效能进行了理论分析,给出了直升机各项运输效能指标的计算方法。利用试验机进行了直升机运输效能试飞,最后给出了直升机各项运输效能指标的飞行试验结果。对于后续的直升机运输效能试飞和直升机运输效能评估等工作具有重要的参考价值。     

航改燃气轮机改用柴油的适应性试验研究

采用试验手段,完成了QD128航改燃气轮机燃用轻柴油燃料的适应性研究。结果表明:喷嘴雾化锥角对燃料物性改变不敏感,基本稳定;流量受粘度、密度共同影响,设计工况流量减小约3%;粘度增加导致雾化粒度增大约8μm;改用柴油后点火性能依旧良好,贫油点火范围宽;进气温度升高,贫油点火极限略为增加。以上结果为QD128航改燃气轮机柴油燃料机型设计提供了可靠的技术依据。     

航空发动机软壁风扇机匣包容性研究

高强度纤维缠绕增强的软壁机匣是大型航空发动机轻质风扇机匣的主要选型之一。针对大型航空发动机软壁包容机匣的总体设计思路,从结构特点、数值分析技术、试验方法、纤维性能考核等方面研究了其包容性分析设计的方法。分析了软壁风扇包容机匣的结构特点,较适用于工程、机理分析地连续介质模型和纱线模型,得出了旋转打靶试验能有效考虑关键因素,而部件包容试验则能初步验证包容能力,数值仿真与部件试验相结合能快速掌握软壁机匣的包容性设计方法。此外,软壁机匣外层纤维织物的拉伸、剪切、摩擦、应变率效应、抗老化测试等性能测试,可为选取优良的纤维织物以及发展适用的材料模型提供参考和依据。     

旋转变压器误差补偿技术及应用

分析了多极旋转变压器的误差特性,介绍了误差补偿原理及方法,并通过 试验,验证了误差补偿方法的正确性及可行性。本方法适用于惯导系统及转台的角度转 换,可有效提高转换精度。