基于飞行数据的无人机平飞质量分析方法

利用无人机飞行数据管理记录系统记录的飞行实验数据,对无人机的平飞状态进行了分析。介绍了试验用无人机的结构及性能,概述了无人机飞行数据管理记录系统的功能、构成及记录的主要数据,对无人机平飞质量分析的主要内容及计算分析方法做了详细阐述,并对无人机平飞的高度、速度状态及横侧向误差进行计算分析,分析方法及结果可为无人机的训练、使用提供参考。     

后缘隔板对充气式机翼翼型气动力影响分析

以充气式机翼为背景,研究了安装后缘隔板充气式翼型的气动特性。以翼型E387为基础生成的钝后缘翼型为研究对象,采用大涡模拟方法对安装中部隔板的充气式翼型进行了流场数值计算,并与未安装隔板的情况进行了对比。总结了后缘中部隔板对充气式翼型气动特性影响的变化规律,为充气式机翼设计提供参考。     

超高强韧稀土镁合金直筒段锻造成形工艺

基于航天型号对超高强韧稀土镁合金构件产品的迫切需求,本文以航天器中的直筒段产品为研究对象,采用近等温锻造挤压成形工艺技术,开展VW84M高强韧稀土镁合金材料的锻造工艺性能研究,分析了直筒段的工艺结构特点,制定了直筒段的锻造成形工艺,通过三维建模、数值模拟技术和成形工艺试验,研究了直筒段的成形过程,分析了坯料的金属流动、温度变化特点,并通过成形工艺试验试制出锻件产品。结果表明,VW84M稀土镁合金在440 ℃的锻造温度时,在合适的挤压速度下具备良好的塑性成形性能,该材料具备实际工程应用能力;数值模拟得到的挤压载荷为64.72 MN,实际挤压载荷为60 MN,相差7.8 %,数值模拟结果与工程试验有较高的结合度;工艺试验得到的直筒锻产品,切、轴向力学性能指标优于预期,抗拉强度不小于340 MPa、屈服强度不小于210 MPa、延伸率不小于6 %的指标值。直筒段产品金属流线分布较为均匀,切向力学性能优于轴向。     

基于动基座条件下的筒弹定位导轨精度测量方法CSCD

针对导弹发射架制造和安装精度,以及长期使用过程中变形影响,导弹发射架上发射筒定位导轨相对主基准方位基准和基准水平面之间存在航姿误差,影响导弹初始航姿装订精度的问题。提出一种导弹发射架上发射筒定位导轨精度测量方法,该方法利用高精度航姿测量系统完成测量数据的采集,然后进行离线计算处理,最终得出定位导轨精度。利用该方法可以实现在码头动基座条件下对导轨精度进行测量,并将测得的状态参数在导弹初始航姿装订时进行补偿,从而提高导弹的初始航姿装订精度。     

基于ADS的锁相频率合成器仿真

现代电子装备中的复杂频率源都是通过频率合成技术来实现,而性能良好的频率合成系统是顺利实现频率合成的工程基础,在实际合成器电路中,相位噪声、杂散分量等影响因素的出现是不可避免的,既降低电路稳定性,输出结果也不理想,严重情况可导致系统故障。因此,有必要在已有实际电路的基础上构建合成系统概念图,根据合成目标信号的特点,添加测试目标和项目,对锁相环频率合成器的电路系统进行优化设计,运用ADS2011对电路进行仿真,通过仿真软件建立相关电路模型,借助多种测试元件对相关参数的观测来找出优化点进行电路优化,仿真模拟实际的信号合成过程,改善实际电路的稳定性和可用性。     

基于有向元胞自动机复杂环境下直升机飞行路径规划研究

针对直升机在复杂环境飞行时,缺乏自动导航,飞行难度大的问题,提出基于有向元胞自动机的直升机飞行路径规划算法。在考虑直升机的飞行性能,限制区域的大小,飞行速度等限制条件下建立空域的网格模型,利用机载星基导航和定位系统生成精确的定位信息,建立有向元胞自动机运动规则,确定有向元胞自动机的运动方向,从而构建了直升机空中自动导航的算法,实例表明:基于该算法的仿真,在复杂环境中,直升机能够规避障碍物,自动生成飞行路径,有效提高直升机飞行安全。     

弯曲变截面隔离段参数化设计与优化

为了提高弯曲变截面隔离段的气动性能,发展了基于几何融合的参数化设计与优化方法。为了丰富几何融合方法产生构型的种类,提出了基于几何长度的新型离散化方法。为满足偏置要求及灵活性要求,中心线设计时选用了B样条曲线。利用优化软件Isight内置全局算法,针对某隔离段,以弯曲隔离段出口的总压恢复系数为目标进行了优化求解。结果表明:优化构型相对于原始构型,在给定相同来流入口情况下总压恢复系数提高了12.3%。     

电火花磨床成型加工工艺研究

通过对专用于航空发动机蜂窝加工的电火花蜂窝磨床的功能开发和工艺研究,实现对环形件外型面的电火花成型加工。该方法是一种独创的新型加工工艺,突破了传统电火花磨床只能磨削加工环形蜂窝件内径的束缚,实现了实体工件外型面低成本、高效能的大余量去除和成型加工,有效地解决了难加工材料、特殊结构表面余量去除困难,刀具悬臂梁加工振动大,刀具损耗大的技术难题。     

液压位置转台控制系统的数字校正

介绍了数字校正技术在液压位置转台控制系统中的应用，并结合某液压位置转台的调试，讨论了一些数字校正网络的设计方法和设计思路。     

绝热层厚度对自由装填固体火箭发动机烤燃特性的影响

为研究绝热层厚度对自由装填固体火箭发动机烤燃响应特性的影响,针对某固体发动机建立了二维快速烤燃和慢速烤燃数值计算模型,分别对绝热层厚度为0、0.5、1、1.5、2.0、2.5、3.0 mm的发动机进行建模和仿真计算。研究结果表明,固体发动机在快烤条件下,推进剂温度达到520 K后,温升速率快速增长,自加速放热反应加剧,快烤着火温度为600 K左右;不同绝热层厚度发动机的着火位置无差别,均出现在后盖内推进剂端面边缘处;不同绝热层厚度的发动机的着火延迟时间有差别,随着绝热层厚度的增加而增加,最短为71 s,最长为103.36 s;慢烤条件下,推进剂着火温度为550 K左右,着火延迟期约为25.15 h,着火位置出现在一级装药内部,且随着绝热层厚度的增加,着火点逐渐向一级装药端面偏移。