大飞机空速异常辅助决策功能空速构建方法研究

空速是非常重要的飞行参数,大飞机空速异常可能引起严重的飞行事故,并且难以通过地面检查完全排除空速异常故障。针对空速异常发生频率高、故障类型多、对飞行安全影响大,且空速异常发生后飞行员处置负担重等问题,设计一种大飞机空速异常辅助决策功能。在不同飞行阶段和飞机性能下,设计余度表决判断算法、飞行状态符合性判断算法、基于风速的空速重构算法和基于升力方程的空速重构算法;并以大运飞机为例,进行仿真验证。结果表明：本文设计的算法有效。     

测压点分布对嵌入式大气数据传感系统计算精度的影响研究

测压点是嵌入式大气数据传感(FADS)系统的数据来源,其分布形式直接影响到系统测量精度。基于牛顿模型和滤波算法建立FADS计算模型;以球形机头为例,设定飞行剖面的马赫数范围为4.30~15.79,高度范围为25~70km;得出测压点圆周角、圆锥角和非对称分布下大气参数的计算误差。结果表明:沿圆周方向增加测压点数量,可提高FADS系统测量精度,但存在门槛值,超过此门槛值效果有限;在测压点数量相同的情况下,增大圆锥角可明显提高FADS的测量精度;测压点的非对称分布则对测量精度没有影响。     

基于自适应修正曼哈顿距离的室内定位方法

在室内WiFi环境下,针对常见指纹匹配算法所忽略的信号波动问题,提出了一种基于自适应修正曼哈顿距离和AP选择的指纹匹配算法,并结合加权K近邻方法实现定位。首先采用AP选择算法获取部分受干扰程度小和出现频率高的AP,在指纹匹配时仅使用该部分AP的接收信号强度进行计算;在分析WiFi信号传播衰减公式和信号波动的基础上,提出了将自适应修正曼哈顿距离作为指纹匹配的度量距离,使用该距离旨在平滑信号波动对指纹相似度计算的影响;最后采用加权K近邻方法估计测试点的坐标。实验结果表明,在加权K近邻方法的框架下,基于自适应修正曼哈顿距离的定位算法在定位精度上优于基于欧氏距离、曼哈顿距离、余弦距离和Sorensen距离的定位算法。     

基于FPGA的自适应阵列协方差矩阵特征分解的实现

卫星导航抗干扰的过程中,对空间信号波达方向估计、干扰个数检测、最优权矢量的求解直接影响着导航接收机的抗干扰性能,而协方差矩阵的特征分解是这些算法实现的核心部分。根据自适应阵列天线获得的协方差矩阵的特性,基于双边并行Jacobi算法,实现了基于FPGA的协方差矩阵特征值和特征向量的求解,并通过在信号波达方向估计的应用进行了验证。另外,在实现的过程中对直接调用CORDIC IP核的方式进行了精度误差分析,并用一种双精度浮点的方式进行修正,提高了矩阵特征分解FPGA的实现精度,为导航抗干扰接收机性能的提升提供了有效的工程基础。     

电动力绳系离轨系统电流与拉力混合展开控制

电动力绳系离轨系统是一种典型的空间碎片主动消除技术,本文针对电动力绳离轨系统在初始阶段展开的控制问题,仅通过调节有限的系绳张力与电流,不依赖其他推进器,将导电系绳释放至期望长度并抑制系绳的摆动。首先,采用倾斜偶极子地磁场模型,建立考虑系绳质量的近地轨道二体电动力绳系卫星系统动力学模型;其次,在系绳张力与电流存在约束的条件下,采用反步法结合抗饱和辅助函数解决控制输入受限问题,并引入动态尺度广义逆实现了欠驱动电动力绳系统展开稳定控制问题;然后,应用Lyapunov稳定性定理证明了其闭环系统的稳定性;最后,在MATLAB/SIMULINK平台上进行了仿真验证。结果表明：通过调节系绳张力与电流,可以将系绳释放到指定位置,同时控制输入满足约束条件。     

锯齿单元对起落架/舱体耦合噪声抑制试验

当前中国民用飞机高速发展,噪声排放问题受到广泛关注。在飞机起降阶段,飞行高度较低且处于机场附近,其噪声直接影响到机场地面周围环境。该阶段内起落架噪声占比较大,成为研究的重点。此外,起落架在收放过程中,除自身脱落涡产生的噪声外,当起落架舱门开启时,舱体空腔内产生自持性振荡噪声,与起落架噪声一起形成更为复杂的起落架+舱体耦合噪声,直接影响到整个着陆系统噪声水平,因此研究起落架与舱体耦合噪声产生机理和抑制措施显得尤为必要。以简化的起落架及其舱体为研究对象,提出一种低马赫数（0.2Ma/0.25Ma）条件下,利用前缘锯齿扰流单元对起落架/舱体耦合噪声进行抑制的方法,并在0.55 m×0.4 m航空声学风洞进行试验验证。首先,从起落架及其舱体耦合噪声产生原因进行分析,分别明确起落架和舱体在耦合噪声各个频段的贡献作用。随后,在舱体空腔前缘安装锯齿扰流单元,以改变自由来流状态,验证降噪措施;同时采用参数化研究方法,研究锯齿扰流单元不同偏角对降噪效果的影响。最后,将起落架模型安装于舱体空腔内,分析锯齿扰流单元对耦合噪声的抑制能力。研究结果表明,锯齿形扰流单元对舱体腔体噪声与起落架/舱体耦合噪声具有明显降低作用,在本试验条件下,30°安装角最佳。预期成果可以应用于起落架/舱体耦合降噪。     

非结构混合网格鲁棒自适应技术

数值格式、湍流模型和计算网格是影响CFD数值模拟精度的3个主要因素。结合流场信息的网格自适应技术具备动态优化计算网格的能力,被NASA列为未来CFD发展的一项关键技术。本文针对非结构混合网格,发展了网格单元分布优化、表面网格几何投影和空间网格协调匹配3项关键技术,建立了高鲁棒性几何保真的网格自适应系统。首先,为了提高自适应方法的鲁棒性和通用性,发展了基于标准面网格的多面体网格单元分布优化方法。其次,发展了仅依赖表面网格信息的局部曲面重构技术,采用参数点映射方法实现了新增表面网格点的几何投影,消除了自适应系统对几何CAD系统的依赖。再次,采用改进的距离函数方法实现了空间网格与投影后表面网格的快速匹配。最后,结合基于流场特征的自适应探测器,采用二阶格式的有限体积方法,开展了30P30N三段翼绕流和三角翼大迎角绕流的网格自适应数值模拟。结果表明,通过网格自适应对网格单元的分布进行优化后,流场求解的收敛性和模拟精度都得到了显著提高。     

空中加油机加油软管锥套气动稳定性风洞试验技术

软式加油方式中加油软管锥套受气流影响会发生气动不稳定现象,严重影响空中加/受油的成功率和安全性,其中加油机的尾流场是影响软管锥套稳定性的主要因素。本文研究了空中加油机加油软管锥套的气动稳定性风洞试验方法,建立并分析了相似准则,给出了双目系统测量软管锥套位移的具体方法,利用自动舵机实现了加油软管自动收放,形成了完整的加油软管锥套气动稳定性风洞试验技术,并将其应用于某型加油机加油吊舱、中心线平台等部件的选型优化。结果表明,该试验技术能有效模拟处于加油机尾流场下的软管锥套收放过程和固定管长时的气动稳定性,试验获得的锥套下沉量和振动幅值明确了不同加油吊舱、中心线平台构型的优劣性,能够为加油机关键加油部件选型优化及飞行试验提供可靠的试验数据。     

尾翼盒段主承力结构用高温固化碳纤维复合材料性能应用研究

为了获得成套材料性能数据,为制件工艺性提供支持,并确定是否满足民用飞机设计和使用要求等,针对两组各三个批次的高温固化环氧树脂碳纤维复合材料,采用热压罐工艺制备,并对预浸料及层合板物理性能和3种环境条件下的基本层合板力学性能进行了研究。结果表明,两组预浸料树脂挥发份小,树脂流动度和凝胶时间适中,工艺性良好;该两组复合材料孔隙率小,纤维体积分数适中,耐温、耐湿热和界面粘结性能均较好,且M21体系复合材料的综合性能稍优于CYCOM 977-2体系复合材料,其结果均基本能满足某型民机尾翼盒段设计和使用要求,为该类材料的后续应用发展提供了依据。     

大型飞行器表面烧蚀防热涂层低温快速补涂工艺

采用补涂工艺对烧蚀防热涂层进行低温快速补涂,并针对飞行器临飞行前状态,制定了涂层结合力提升、快速固化、多余物控制等的方案。电弧风洞试验表明:补涂涂层烧蚀量小,最高表面温度580℃,最高背面温度64℃,具有良好的防热性能。采用本工艺补涂涂层进行了多次飞行试验并取得了成功,表明本补涂工艺具有良好的工艺稳定性。