无人直升机非线性控制器设计

直升机作为一种特殊的飞行器,其非线性运动特性强,稳定性差,各通道的耦合性严重。针对直升机的特点,将非线性反馈线性化的方法运用到直升机的控制中,通过该方法得到解耦的直升机伪线性模型,采用经典的LQR线性最优二次型设计方法设计状态反馈控制器。仿真结果表明,设计的控制系统具有良好的性能,满足控制要求。     

基于混沌和LWT-SVD的盲信息隐藏算法

为了提高秘密信息的安全性和鲁棒性,将混沌、提升小波变换（LWT）和奇异值分解（SVD）结合,提出一种盲信息隐藏算法。首先将要隐藏的秘密图像用混沌序列进行加密;然后对载体图像进行提升小波变换,并对低频子带进行分块奇异值分解;最后根据最大奇异值最高位的奇偶性将已加密的秘密图像进行隐藏。提取秘密图像时,不需要载体图像。仿真实验表明,该算法隐蔽性好,对加噪、滤波、旋转、剪切、缩放和JPEG压缩等攻击具有良好的鲁棒性。     

暂冲式环形射流诱导非定常激波聚焦的机理研究

利用暂冲式环形射流诱导非定常激波聚焦实验装置,在环形喷口宽度为9.4mm,喷口前后压比分别为6.1和17.9的条件下进行了环形射流聚心碰撞诱导非定常激波聚焦的实验研究,并以数值计算为补充,对流场的演化过程进行了详细的分析。结果表明,环形射流启动时形成的前导激波聚心碰撞是产生非定常激波的主要原因。在环形喷口宽度d=9.4mm,压比π=6.1的条件下,激波聚焦的峰值压力可达2.16MPa,为凹面腔内部初始压力的21.8倍。激波在凹面腔内聚焦后形成回传激波,凹面腔底部的气流经入射激波与回传激波两次压缩后,压力大大提升,向环形喷口回流,使下一循环中环形射流的欠膨胀度降低,前导激波强度也相应减弱,随之产生的非定常激波和激波聚焦强度也有所降低。此外,一个循环中输入凹面腔的能量由环形喷口宽度所决定,因此,当喷口前后压比大于临界压比1.89时,保持喷口宽度不变而仅改变喷口前后压比,所产生的非定常激波和激波聚焦强度基本不变。     

小直径杆式应变天平轴向力元件设计问题的探讨

在小直径风洞中由于模型尺寸的限制,飞行器的全弹（箭）测力试验必须使用内置小直径杆式天平,其直径往往小于20mm。横向布置的轴向力元件显著降低了天平的局部刚度,致使轴向力元件的尺寸、相对位置和结构形式共同决定了干扰输出特性。在给出了FD-07风洞使用的两支Φ20mm杆式应变天平静校结果中的轴向力分量干扰输出情况后,通过有限元计算结果分析了造成两支天平轴向力单元干扰输出差别悬殊的原因,指出了真实边界条件对轴向力测量元件设计的显著影响。针对小直径杆式天平提出了降低轴向力单元干扰输出的既简单又有效的两种设计方法。     

复合材料纵横加筋隔框RTM成型工艺

航空次承力框结构因结构复杂、精度要求高,目前仍然大多使用铝合金材料通过数控机加方式进行制造。为探索该类框结构的复合材料整体化成型的可行性,本文针对含纵横加筋及局部翻边结构特征的机身次承力框结构,对一薄壁复合材料隔框的整体化RTM成型工艺方法进行了研究。隔框结构的铺层变形仿真结果表明,采用全（0°/90°）铺层组合能够最大程度地减少结构的翘曲变形,且得到实际验证;流动仿真结果表明,较点注胶及线注胶方案,采用面注胶方式能够显著减少充填时间及充填压力;将优化的方案结合铺层自动下料、填充材料拉挤成型等自动化工艺相结合,成功制备了无损检测内部质量合格、取样力学性能与传统热压罐成型工艺相近的复合材料整体隔框。     

RP-3航空煤油低温氧化特性的试验与数值计算

在射流搅拌反应器(JSR)中对压力为0.1 MPa、温度范围为550～1100 K、当量比分别为0.5与1.0、滞留时间为2 s的工况条件下RP-3航空煤油及由正癸烷(摩尔分数为0.14)/正十二烷(0.1)/异十六烷(0.3)/甲基环己烷(0.36)/甲苯(0.1)组成的模型燃料的低温氧化过程进行了试验测试.同时,通...     

活性粒子对航空煤油着火特性影响机理分析

为了研究等离子体中的活性粒子(OH自由基)对航空煤油着火特性的影响,选择正癸烷骨架机理作为航空煤油替代燃料.用零维均质完全混合模型和零维完全预混模型对等离子体点火和燃烧过程进行计算分析,计算敏感度和各组分摩尔分数来揭示活性粒子的添加对正癸烷着火特性的影响,并采用敏感性分析方法对反应机理进行了适当修正.结果表明:修正后机...     

基于辨识法的核心机起动过程数学模型

为了提高航空发动机核心机起动过程数学仿真模型的计算精度,提出了辨识法建模的思路,主要借助核心机试车数据, 通过求解转子扭矩平衡方程和燃气扭矩特性方程,建立核心机起动数学模型。在燃气扭矩特性的计算求解中,创新性地提出了起 动加速过程“虚拟稳态”的概念。利用辨识模型对某型核心机的起动过程进行了仿真计算,并利用试车数据对辨识模型的计算结 果进行了校核。结果表明：辨识法可用于建立核心机起动数学模型,且辨识模型具有较高的计算精度,计算结果与实际试车数据 之间的误差小于2%,因此辨识模型可作为核心机试车调试的辅助手段。随着核心机试车数据库的完善,辨识模型还将进一步发 展,其计算能力和计算精度还将继续提高。     

基于支持向量机回归的民机航材消耗预测研究

航材作为装备保障的关键部件,其精确化保障在降低库存管理成本、优化资金分配、提高飞行安全等方面有重要作用。为保障飞机正常起飞,增加航空公司运营收入,降低航材保障费用,针对飞机航材消耗样本小、变化大难以预测的问题,提出一种基于支持向量机回归的航材消耗预测模型。以某国产民用飞机实际消耗数据为例,对支持向量机回归模型的预测精度进行验证。结果表明：该支持向量机回归模型对小样本数据有很好的适应性,相比指数平滑法具有更高的预测精度。     

全工序法弧齿锥齿轮加工参数计算方法

分析弧齿锥齿轮刀盘的结构特征与切齿运动特点,提出三个参考点的设置方法。以大轮采用展成法,小轮采用螺旋展成法加工的弧齿锥齿轮副为研究对象,提出了全工序法大轮加工参数的简化计算方法。总结螺旋锥齿轮的一般啮合规律,结合参考点设置方法,利用Free-Form型机床的柔性运动控制特征,建立了小轮的切齿控制优化模型,获得一组最优化的加工参数。以此计算方法开发了设计软件,基于国产全数控锥齿轮加工装备,以一对准双曲面齿轮为算例进行了网络化闭环制造,试验结果显示:齿轮副传动误差幅值达13.2″,两齿面接触区均位于齿面中部、呈内对角,验证了方法的正确性,有效解决了全工序法加工弧齿锥齿轮时双面接触特征同步调整困难的行业难题。