月球轨道器模块化综合电子设计与实现

以嫦娥五号轨道器为背景,介绍了可重构模块化综合电子方案的设计。从综合电子功能需求分析入手、结合轨道器构型,搭建了综合电子系统体系架构。运用模块化的思路,规划了轨道器综合电子的基本功能模块类型,介绍了内总线的通用化设计,给出了单机的具体配置,并在此基础上进行了综合电子信息流设计。在计算机技术方面,重点介绍了既可以工作于热备份模式,又可以工作于冷备份模式的可重构设计。     

航空发动机顶层设计指标评价方法及软件开发

采用层次分析、熵值、质量功能展开、模糊综合评价等运筹学的基本方法,结合航空发动机行业的技术特点,建立了一套能够量化评估航空发动机的先进性和技术成熟度等顶层设计指标的评价方法,并在C++Builder编译环境下开发了面向对象的评估软件。在民用航空发动机项目中的实际应用表明,方法能够对航空发动机的先进性和技术风险等顶层设计指标进行合理的量化评估,并对航空发动机研发过程中的技术成熟度进行动态跟踪。     

基于非结构网格CFD技术的旋翼气动噪声计算方法研究

将基于非结构网格技术的旋翼流场CFD计算方法与基于FW-H和Kirchhoff方程的声学方法相结合,建立了一套既适合于直升机旋翼厚度、载荷和桨-涡干扰噪声,又适合于跨声速高速脉冲噪声的综合计算模型。为提高旋翼流场及桨叶表面气动载荷计算的精度,主控方程的求解采用了三维可压非定常的N-S方程,网格划分则使用非结构运动嵌套网格方法。在噪声计算中,通过FW-H方法计算旋翼的厚度噪声和载荷噪声,并选取能够包含流场非线性区域的旋转面作为Kirchhoff积分面,由Kirchhoff方法计算包含四极子项的高速脉冲噪声。应用该模型,以AH-1旋翼为算例,计算了不同飞行状态下的旋翼气动噪声,并与可得到的试验结果进行比较,验证了方法的有效性。然后,着重对两种声学方法对计算结果的影响进行了对比研究,并分析了旋翼厚度噪声、载荷噪声和四极子噪声的特性。     

栅格舵气动与操纵特性高速风洞试验技术研究

为研究飞行器单独栅格舵全尺寸模型气动特性,考核、验证舵控系统操纵性能,在FL-24风洞（1．2m×1．2m）开展了专项试验技术研究。首次在国内高速风洞建立了全尺寸栅格舵高速风洞试验平台,主要内容包括：风洞大载荷侧壁支撑装置设计、高速风洞模型保护装置设计、高灵敏度气动测试天平研制、模型风载条件下变形测试系统设计以及动态气动力测量与数据处理方法等。该项试验技术实现了模型气动与舵控系统以及气动与结构一体化试验验证,为栅格舵尾翼布局飞行器相关专业设计及飞行试验提供了重要试验数据。     

某型高级教练机尾旋特性预测研究

首先,利用各种判据分析了某型高级教练机的失速偏离特性和尾旋敏感性,建立了尾旋运动的动力学模型;其次,分析比较了两种尾旋运动的分解方法,并在此基础上建立了气动力数学模型;最后,对某型高级教练机尾旋时间历程进行了数值仿真,结果表明,基于Kalviste运动分解并结合大迎角静态、旋转天平及强迫振荡试验数据,可以较准确地预测飞...     

一种基于主成分分析法的发动机性能评估方法

为了能对发动机机队的性能进行视情维修管理和实时排序,利用多属性风险决策方法对高位空间进行降维处理,并根据性能参数中蕴含的客观信息建立主成分分析方法的综合模型。由该方法得出的综合指数可判断发动机的相对性能,为发动机性能评估提供依据。     

档案信息深层次加工的影响因素及对策

根据社会发展对档案工作的客观要求以及档案工作自身生存、发展的需要，对影响档案信息深层次加工的因素进行了分析，提出了关于档案信息进行深层次加工的对策。     

平面形状对MAV气动特性的影响

通过风洞测力实验研究了平面形状(后掠角)对展长/根弦长之比为1.0的机翼的气动特性的影响,实验结果表明,模型后掠角在很大程度上影响小展弦比机翼的气动特性,当模型后掠角Λ≤35°时,能增大模型的最大升力系数和失速迎角,推迟失速;当模型后掠角Λ=56°~64°时,能得到较好的升力曲线,改善机翼的失速特性。此外,实验结果表明模型前缘背风面倒角与迎风面倒角相比,有效地提高了模型的最大升阻比和失速后的升力系数。     

分布式IMA的网络分区方法及其实时性能分析

 针对分布式综合模块化航空电子(IMA)体系结构,在时间、空间分区以及带宽分区的基础上,提出了网络分区的概念,并建立了相应的网络模型、消息模型、流量模型及调度模型。利用网络演算方法,推导了航空电子混合消息集在网络分区下端到端(ETE)延迟的计算公式;搭建典型网络,通过理论计算对比了网络分区与带宽分区的实时性能。计算结果表明:网络分区下两条硬实时数据流的延迟较带宽分区分别降低了33.5%和74.2%;而弱硬实时与软实时数据流的延迟增加约30%。最后通过OPNET仿真对理论分析所得结果进行了验证,证明网络分区方法符合分布式IMA的分布式架构要求,并满足了系统混合关键性的需求。     

飞行状态对太阳能飞机中组件性能的影响

基于光伏组件产生功率模型，研究了太阳能飞机中飞行速度、高度、时间及区域等状态参数影响组件性能的规律。以单晶硅组件及Xihe太阳能飞机为研究对象，当飞机飞行速度增加时，组件产生的功率随之增加但趋于饱和。原因在于速度的增加能有效降低组件的表面温度，但提升是有限的。飞机所需的功率随飞行速度呈现指数增加，且组件产生的功率与飞机所需的功率有能量平衡点。组件产生的功率随飞行高度的增加而增加，但有饱和的趋势。原因在于，当飞行高度上升，大气温度随之下降，组件表面温度下降；同时海拔越高，大气密度和大气通透率越大，太阳辐射增加，从而组件产生的功率增加了；饱和的原因在于组件本身性能的限制。一天之中，组件产生的功率基本以太阳时12点为中心左右近似对称，中午最强；一年中组件性能在夏季最强，冬季最弱。原因在于组件性能主要由所受太阳辐射决定。随着纬度的增加，组件产生的功率减小。原因在于，纬度越高，太阳高度角越小，组件所能接受到的太阳辐射也就越小；纬度越低，组件总产生功率越高且平稳。纬度低的地区更适合太阳能飞机的飞行。该文为太阳能飞机的能量分配、长时间驻空提供一定的帮助。