统计能量分析参数获取技术的应用

目前飞行器高频力学环境预示主要采用有限元-统计能量混合方法,但由于缺乏模态密度、内损耗因子、耦合损耗因子等统计能量分析参数,导致声振响应预示结果不够准确,给结构和载荷设计带来了困难。文章将已有的统计能量参数获取技术应用于工程实际,通过试验获取了几种典型结构在不同安装边界下的统计能量分析参数,积累了相关的数据,为结构的精细化声振响应预示提供了输入。     

一种浮动锁销式柔性气浮组件的承载特性测试及分析

为在空间机构产品集成与测试中合理使用气浮组件,采用刚度试验台模拟加载的方案对一种浮动锁销式柔性气浮组件的承载特性进行测试。试验结果表明:浮动锁销式柔性气浮组件在未预压缩状态下,承载特性近似为线性弹簧压缩模型;在预压缩状态下,初始承载特性近似为刚体,承载力超过气浮组件的保持力后承载特性近似为线性弹簧压缩模型。因此,为避免气浮组件在承载过程中表现出的作用力与位移变化等特性对空间机构产品的运动特性、系统性能造成显著的附加影响,气浮组件在使用前应根据产品重力调节弹簧预压缩量,并严格控制4组可调弹簧支撑组件的制造误差;同时,在产品重力完全被卸载之前需要借助压紧释放机构或刚性支撑工装对产品进行约束。     

高速平板着水数值模拟

探索和揭示物体入水冲击的流体力学现象与机理对飞行器水上迫降问题的研究有重要的参考价值。对高速平板着水涉及到的复杂物理问题展开数值模拟,采用有限体积法求解非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程和标准k-ε湍流模型,流体体积(VOF)模型捕捉水气交界面,整体动网格技术处理平板与水面的相对运动。在二维楔形体入水冲击的算例验证基础上,详细研究平板高速着水引起流体喷溅、射流、空气垫等现象和平板底面压力变化历程,结果表明:空气垫现象明显,俯仰角4°平板下表面出现规律的空气泡,10°时则不存在;平板下表面的水体沿壁面运动,当俯仰角为10°时,壁面水体的运动速度显著增加;在大俯仰角的情况下明显出现负压区。     

直接力与推力矢量复合控制技术研究

随着飞行器控制技术的发展,直接力、推力矢量等控制执行技术在飞行器控制领域得到广泛应用。直接力与推力矢量都具有对飞行器姿态控制效率高、精度好等优点,但推力矢量对姿态控制的响应速度不如直接力响应快,而直接力长时间开启会消耗大量燃料。结合直接力与推力矢量的控制特点,设计了直接力与推力矢量复合控制策略。以某飞行器为研究对象,建立了飞行器的动力学与运动学模型以及直接力与推力矢量模型,提出了直接力/矢量推力复合控制技术的分配策略。经仿真验证表明,复合控制方法及控制分配策略使控制系统具有较快的响应速度和控制精度。     

总体最小二乘法在NGMIMU静态解耦中的应用

无陀螺惯导系统的线性耦合是一种严重影响测量精度的系统误差。根据无陀螺惯导系统的耦合特性和总体最小二乘法 (TLS)的性质提出了一种全新的线性解耦算法 ,该算法在解算耦合系数时同时考虑了加速度计的输出误差和标定信号的输入误差 ,得到耦合系数的TLS解对输入值和输出值同时具有范数最小 ,然后用求得的耦合系数对加速度计输出进行重构 ,从而实现解耦。仿真结果表明经该算法解耦后的角速度测量值解耦误差率在 8%以下 ,解耦效果较好 ,验证了该算法的有效性。     

一种新的周期性运动部件调制谱估计方法

目标内部运动部件对雷达回波产生的周期性运动部件调制 (PMPM )为目标识别提供了丰富的特征信息。但由于大多数雷达均采用多目标工作方式 ,因此 ,通常情况下只能从雷达获得不连续的目标回波脉冲串 ,这极大增加了根据目标回波频谱提取PMPM特征的难度。针对含PMPM目标回波频谱具有简单结构这一特点 ,提出了基于最小熵准则的交替迭代反卷积方法(AIDME)用于扩展目标雷达回波频谱估计。结果表明 :与傅里叶谱分析方法相比 ,该方法能够有效消除卷积核函数的不利影响 ,获得逼近目标回波真实谱的良好谱估计结果     

压气机可变弯度静子叶片特性的试验研究

为省去进口导叶和复杂的防冰系统，可将风扇，压气机的静子设计成可变弯度，这样既能保持静子攻角．又能改善中低转速性能。为了获得可变弯度静子叶栅的性能，对开缝、堵缝叶栅，以及四种弯度叶栅进行了试验研究。研究结果表明：叶片弯角小于一定值时，叶栅的总压损失和出口气流落后角保持在可接受的范围．能达到调节气流出口方向的目的；弯角超过一定值时叶栅性能会恶化。     

二维叶栅气固耦合颤振分析

引入叶片结构动力学方程,通过数值求解气动/结构耦合方程体系,研究了气固耦合条件下叶栅内的二维非定常粘性流动,并初步进行了叶栅的颤振分析。针对两种叶型分别计算了不同折合频率下的流场,通过比较振动叶栅相关参数随时间变化的曲线,表明折合频率是决定叶片颤振与否的重要因素。      

四元数的核心矩阵及其在航天器姿态控制中的应用

基于旋转群代数,以航天器姿态控制研究为背景,提出了四元数的核心矩阵的概念。以此为中心,首先导出了核心矩阵本身、逆、行列式及其导数的若干关系式,然后应用核心矩阵得到了四元数姿态误差及其运动学关系的非常简洁的表示形式,最后利用核心矩阵证明了用缩减四元数为广义坐标和以常规 Euler角为广义坐标对描述航天器姿态动力学的等效性。研究结果可应用于航天器的快速、大角度和三维姿态机动控制     

轴流压气机超音叶片新设计技术研究

介绍了一种轴流压气机超音叶片新设计技术 ,即叶型中弧线用任意多段圆弧生成 ,前缘用椭圆弧连接。该方法可以灵活控制叶型中弧线的曲率分布 ,有效控制扩散因子 ,提高气流抗分离的能力。椭圆形的前缘可减弱超音气流在前缘进口区的加速程度 ,降低进口弓形波的强度 ;叶型入口段理想的曲率分布可以合理组织进口激波结构和位置 ,大幅降低激波损失。用该方法改进设计的两套超音叶片叶型的计算结果表明本方法具有良好的工程应用价值