火星盘缝带伞超声速风洞试验结果分析

为了研究盘缝带(DGB)伞在超声速条件下的阻力特性、摆动角以及伞绳载荷分布的不均匀性,在FD 12风洞中开展了盘缝带伞的阻力特性风洞试验,并通过安装柔性传感器测量了伞绳所受载荷。试验结果表明,在Ma1.50到Ma2.50来流条件下,盘缝带伞的阻力系数随着马赫数的增大先增加后减小,在Ma1.75时达到最大,为0.60,而最大摆动角则是先减小后增大,在Ma2.00时摆动角最小,为7.4°,传感器的安装对降落伞风洞试验结果影响很小。通过柔性传感器的标定和误差分析,获取了伞绳载荷数据,结果显示不同伞绳所受拉力的比值可达到1.98。且传感器数据与风洞天平的测量降落伞总载荷结果吻合,进一步验证了柔性传感器结果的正确性。     

SpaceFibre星载网络服务质量实现研究

为实现SpaceFibre星载网络中短时间内大量实时数据流的可靠传输,满足不同空间任务的服务质量(QoS)要求,提出一种基于二进制序列调度的新算法。该算法根据星载网络中的不同流量特征生成对应的二进制调度序列,可以很好地解决复杂数据流量的调度与不同数据流量带宽需求之间的权衡问题,实现了SpaceFibre协议框架下的QoS功能。最后给出了算法的延时性能分析与实例仿真,结果表明由该算法生成的二进制序列调度机制在传输时延上有着较好的灵活性和确定性。     

雷诺数对涡桨飞机增升装置气动特性影响的计算研究

雷诺数是表征流体粘性对流动影响的相似参数,对飞机部件的气动性能具有重要的影响.利用商业软件CFX对某民用涡桨飞机增升装置构型进行变雷诺数计算研究,详细分析雷诺数对升力系数、失速特性以及附面层速度特性的影响.结果表明:雷诺数对最大升力系数和失速迎角都有显著的影响;不同雷诺数下机翼分离形态变化显著,大雷诺数下机翼分离区域较小;不同雷诺数下机翼附面层状态不一致,雷诺数增大使得附面层速度型更饱满,机翼的抗分离能力增强.     

有无涵道动力下的类BWB低速布局气动特性研究

随着航空飞行器的不断发展,新型非常规气动布局研究早已成为世界航空大国的关注焦点。基于TRIP 3.0软件平台通过等效盘模型应用到涵道风扇内外流一体化模拟中,完成对类BWB低速布局有无涵道风扇动力下的气动特性和流场影响分析。首先,对某单独螺旋桨验证算例进行分析;然后,对单独涵道风扇进行计算,得到设计推力下的涵道动力叶片数、安装角及转速等参数;最后,将设计推力下涵道动力参数应用到类BWB低速布局全机有无动力模拟中。结果表明:计算拉力和扭矩值与试验值吻合较好;尾部布置的涵道动力对机身后段及尾翼压力分布影响显著;涵道对前方气流抽吸作用,加速机身后段上表面气流流速,减小内侧平尾有效迎角,对机身和平尾升力以及俯仰力矩系数影响较大;在小迎角状态下,涵道动力对机身增升作用明显,会产生明显低头力矩,但对平尾作用正好相反,且两者增量大小相当,使得全机增升效果不显著,且俯仰力矩变化较小。     

TCP／IP协议下网络编程技术及其实现

建立在传输层协议上的抽象数据结构socket作为网络中数据交换的排队点 ,是TCP/IP网络最为通用的API。文章在介绍TCP协议客户端和服务器端进程通信流程和具体实现的基础上 ,以Delphi环境为编程语言说明了在Windows下使用socket进行网络编程的方法和特点。基于事务处理的socket网络编程技术可应用在分布式系统进程通信中 ,是Internet上进行应用开发最为通用的API。     

飞机装配型架标准件模型化技术

 针对飞机装配型架标准件的结构特点,在分析目前标准件管理技术及其局限性的基础上,提出了飞机装配型架标准件模型化技术。具体内容包括 :( 1 )综述当前常用的标准件管理技术及其特点;( 2 )提出并建立型架标准件的信息模型、结构与形状模型和语义模型;( 3)介绍型架标准件语义模型的解释机制等。与其它标准件管理技术相比,标准件模型化技术的特点是数据模型化、程序通用化以及标准件库扩充与维护方便等。本项技术还可推广应用于典型型架及其元件的管理,以进一步提高型架设计的效率     

飞行/推进系统自适应神经网络综合控制仿真研究

 提出一种基于发动机喘振裕度自适应的飞行 /推进系统综合控制。在发动机喘振裕度较大的某些飞行条件或飞行包线内,通过调整喷口面积,使发动机喘振裕度保持在一个较小值,既保证发动机稳定工作,又增加发动机推力,从而改善飞机的性能。采用分散控制方案,综合控制系统由 5个控制子系统组成。各控制子系统的设计采用自适应控制和神经网络相结合的方法,所提出的参数和权重的自适应调整律保证系统的稳定性。全包线范围内飞机平飞加速和爬升数字仿真结果表明,该综合控制方法可缩短飞机的平飞加速时间和爬升时间。     

GPS/INS组合导航系统自适应滤波算法与仿真研究

随着组合导航系统应用环境的日趋复杂，给噪声统计特性的准确描述带来困难，这将造成Kalman滤波器不稳定甚至发散。首先对目前解决此问题常用的自适应滤波方法进行了总结和分析，在此基础上，给出了基于滤波收敛性判据，结合Sage-Husa自适应滤波和强跟踪Kalman滤波的改进自适应滤波算法。最后以GPS／INS组合导航系统为例进行了计算机仿真，结果表明：该算法可有效抑制滤波发散，具有较大范围的自适应能力。     

高燃速HTPB/IPDI推进剂低温力学性能(Ⅱ)界面助剂的设计与应用

为了改善高燃速丁羟推进剂的低温力学性能，设计合成了AO系列 同助剂，并在丁羟高燃速实验配方中验让了它们的使用效能。结果表明AO助剂大幅度提高了高燃速实验配方的低温力学性能，在常温强度相当的条件下，－40℃下最大伸长率由40％左右提高到55％以上。实验结果也显示助剂与粘事剂的表面张力值越接近，工艺性能越好。文中还通过温反射红外光谱（DRIR）和动态热机械分析（DMA）对界面助剂的作用机理作了简要探讨。     

带高超进气道的隔离段流动特性

用Ma=5.3的风洞实验和数值模拟研究了高超三维侧压式进气道后的了段流动特性，隔离段的长高比为8。实验结果表明，位于进气道喉道的隔离段入口气流参数沿高度有极大变化，造成隔离段内上下的流态显著不同，研究发现，隔离段进出口最大允许压比与正激波压比基本相同，用Waltrup的经验公式作等直隔离段的初步设计是合适的。