飞机地面载荷测量数据处理方法研究

本文提出了对飞机地面载荷实际测量的不同要求。在测量结果满足最攸要求的前提下,发展了一种实用数据处理方法。本文虽以地面滑跑载荷数据为例进行阐述,但此方法也可以应用于转弯、刹车等地面载荷数据的处理。     

一种提高椭圆曲线密码运算效率的改进算法

与其它公钥体制相比,在同样安全强度下,椭圆曲线加密技术(ECC)具有计算量小、密钥尺寸短和占用带宽少等优点,被认为是最有希望的公钥密码系统。椭圆曲线密码中的数乘运算是密码体制实现中的核心步骤。本文通过对椭圆曲线中的数乘运算中的两个连续窗口之间的间隔(interval)的研究,提出了一种窗口间隔为5/2的算法。该算法与已有的窗口间隔为2的算法相比,有效地减少了运算量,提高了加密解密等步骤的实现效率。     

基于空间距离的快速稳健子空间跟踪方法

从空间距离的角度分析子空间跟踪问题,提出了一种新的子空间跟踪算法。提出的算法同时适用于信号和噪声子空间跟踪,而复杂度仅为3NL+O(N)。仿真表明算法对基的正交偏离稳健,对舍入误差不敏感,是一种快速稳健的子空间跟踪算法。     

超低温处理对T700碳纤维/环氧复合材料拉—压疲劳性能的影响

对T700碳纤维/环氧复合材料在超低温处理前后的拉—压疲劳性能进行了的研究。采用真空袋—热压罐成型工艺,制备了T700碳纤维/环氧复合材料单向板,在液氮中对试样进行超低温浸泡和超低温/室温循环处理,利用光学显微镜观测了试样在超低温处理过程中产生的微裂纹情况,并测试了超低温处理后试样的静强度和拉—压疲劳1000次、10000次及130000次后的剩余强度。对T700碳纤维/环氧复合材料超低温损伤机理进行了分析,并讨论了超低温处理和拉—压疲劳对复合材料剩余强度的影响。结果表明,超低温处理和拉—压疲劳处理都会使试样产生微裂纹,并引起试样内的残余应力释放和试样的剩余强度降低;经历不同的超低温处理之后,试样的剩余强度达到最高值时所对应的拉—压疲劳次数不同;随着超低温处理和拉—压疲劳的作用,试样的剩余强度会经历先升高—再降低的过程。     

热真空试验中的自校正PID控制策略

通过引入自校正PID控制策略解决热真空试验温度调节过程中存在的长滞后问题。首先,采用带遗忘因子的递推最小二乘法对未知模型的特征参数进行在线辨识;然后,进行自校正PID的控制律设计。仿真结果表明:该方法可以比较准确地辨识出模型特征参数;与传统的PID控制方法相比,具有响应速度较快、超调量较小等优点。     

平板圆孔气膜冷却的热弹耦合分析

分析了带圆孔的平板这一基本的冷却结构的热弹耦合特性,研究了定常状态下影响热应力的因素.采用了多场耦合的计算方法预测并分析了平板圆孔气膜冷却的热应力分布,系统地分析了入射角、复合角和吹风比对热应力的影响.结果表明:平板内整体热应力远小于气膜孔周边的热应力,热应力主要集中在气膜孔前缘线和尾缘线附近,而气膜孔两侧的热应力仍保持较低的水平;施加于气膜孔的内力垂直于气膜孔的轴线.吹风比越大,气膜孔附近的温度梯度就越大,从而气膜孔的前缘线和尾缘线的热应力更加集中.入射角越小,气膜孔周边的热应力越大,而且热应力会更加集中在气膜孔出口的前缘点和入口的尾缘点上.复合角的存在有助于弱化热应力集中.      

ANSYS有限元分析软件在微小飞轮设计中的应用

应用ANSYS有限元分析软件 ,对一种微小飞轮的转子结构建立了其力学性能的有限元分析模型。针对结构参数的四种设计方案 ,分别计算了该飞轮转子结构在两种静力学条件下的节点应力分布及位移分布 ,并通过模态分析得到了相应的固有频率以及对应的振型     

航天数据固态记录器设计问题(下)

本文是航天工程数据固态记录器设计问题论文的第三部分。首先考察系统对于固态记录器的辐照加固要求与辐照试验方法，分析总剂量防护、单粒子翻转和单粒子闩锁的防护措施。在此基础上，分别从器件选用、容错设计和硬件与软件防护等方面，讨论固态记录器的辐照加固问题。给出固态记录器的核心部分存储阵列的可靠性计算公式。最后介绍固态记录器的３Ｄ封装工艺应用现状。     

北斗地基增强系统国产民机试飞性能评估

由于GPS在国际上的技术和标准优势,目前在民用航空领域使用的星基导航大多为GPS。随着我国民航领域的蓬勃发展和北斗卫星导航系统宣告全球组网成功,亟需开展北斗地基增强系统在民航领域的应用性能评估,以验证其是否可满足民航飞机对卫星导航系统的要求。针对民航飞机的Ⅰ类精密进近过程,梳理了该航段中国际民航组织对卫星导航系统的性能需求,推导了北斗地基增强系统垂直保护级计算数学模型,制定了搭载试飞试验的加改装方案和飞行科目,在国产某型号民机上开展了北斗地基增强系统搭载试飞试验,并对定位精度和垂直保护级进行了分析评估。结果表明：在搭载试飞试验中,北斗地基增强系统可满足Ⅰ类精密进近对卫星导航系统垂直精度的需求,同时系统不存在告警和误警。     

俯仰振荡翼型推阻力转变滞后机制数值研究

扑翼产生的反卡门涡街被认为是一种推力型尾迹,但已有研究指出,随着斯特劳哈尔数(St)增大,低雷诺数下俯仰振荡翼型的净推力产生明显滞后于反卡门涡街的出现。为探究该现象背后的物理机制,对NACA0012翼型在雷诺数1 000条件下作简谐俯仰运动的流场进行了数值模拟。采用翼型表面积分方法和基于有限控制体的气动力估计方法分别研究了翼面分布力特性和尾迹流场特性变化对阻力-推力转变临界点的影响。翼面分布力积分结果表明,当翼型振荡参数进入对应反卡门涡街尾迹形态区域时,翼面压力分布产生的推力分量无法克服剪切层的黏滞阻力,是造成俯仰翼型推力产生滞后于反卡门涡街出现的主要原因。对尾迹流场及相应的推阻力特性变化的分析表明,尽管反卡门涡街会产生"喷流效应",但在St较小时,其产生的动量诱导推力无法克服反卡门涡自身的涡致阻力和尾迹流场压力损失引入的附加阻力,因此即使存在反卡门涡街也不能产生净推力,进而从流场分析的角度进一步解释了这一滞后现象的发生机制。