达索鲜为人知的战机之二神秘三角的憧憬

“神秘三角”和“幻影”Ⅱ从喷气式飞机诞生以来，人们一直在思索喷气式战斗机的发展方向。一开始所有的厂商都希望自己的飞机能飞得更快些，速度，成了最诱人的话题。围绕这个话题人们开始展开研究，空气动力学开始长足发展，后掠翼、三角翼、小展弦比薄机翼……纷纷出现在各种不同的飞机上。达索公司在50年代初期开始研究三角形机翼，他们发现这种机翼有着种种好处。     

多面的“鱼窝”——各型MiG-21／F-7系列战斗机选登

她有个不太雅观的怪名“鱼窝”，她曾经保卫了全世界4／5的人口，她服役超过40年．改型多达28种．装备了40多个国家．生产总数超过13000架(还在增加)．她就是——第二代战斗机中宝刀不老的轻骑兵米格-211。     

流动诱导空腔振荡预测方法的改进

详细地阐述了流动诱导空腔振荡的机理，并对小尺寸空腔（长深比L／D＝4）做了反复的实验。基于本文的实验结果和国外飞机弹舱噪声的飞行数据及空腔的风洞实验数据，并结合流动诱导空腔振荡的机理合理改进了预测流动诱导空腔振荡各阶模态的频率方程，以及预测自由剪切层自激振荡第一阶和第三阶模态的1／3倍频程声压级的工程算法，结果表明，采用改进后的计算方法对流动诱导空腔振荡噪声的预测具有较高的精度，并能用于工程计算。     

训练飞行的航管特点与保证安全的对策

我院是为航空公司培养各类合格飞机驾驶人员的高等学府,其中心任务是进行教学训练飞行.飞行活动离不开航行管制工作,航行管制机构不仅是飞行活动不可缺少的服务机构,而且是飞行活动重要的组织指挥和执法监督机构,对飞行安全有着直接影响,因此认真分析训练飞行的航行管制特点及保证飞行安全的对策,对顺利完成教学训练任务具有十分重要的意义.     

基于ROS的机械臂轨迹规划研究

针对机械臂轨迹规划中算法复杂、开发难度高的技术难点,提出基于一款开源软件平台(Robot Operating System,ROS)为机械臂搭建控制系统的方法作为解决方案.在此基础上,设计了一种基于五次多项式插值的算法来弥补该开源软件平台中关于轨迹规划功能的不足,并通过仿真实验验证了改进后的控制算法可以提高机械臂控制性能.该方法对于实现工程机械臂轨迹规划问题具有普遍的指导意义.     

通过超实时仿真验证轨控策略方法研究

"嫦娥一号"卫星任务中轨道复杂、轨控次数多,为保证每一次轨控的成功,需要考虑各种约束条件制定最优轨控策略,并能得以验证。本文提出通过超实时仿真验证轨控策略的方法,并以某次轨控为例,详细介绍了该方法的实施步骤。通过超实时仿真验证轨控策略可以评估轨控策略的准确性,并实现在任务执行过程中对轨控相关指令的检验。     

基于有限元分析的纳米级微进给工作台的设计

采用平行板移动副设计了压电陶瓷驱动纳米级微进给工作台。用有限元方法系统的分析了铰链的各个几何参数对工作台的静、动态特性的影响。举例给出了如何来利用有限元方法选择铰链尺寸,使工作台各性能参数均满足设计要求。     

民用飞机机翼结冰试验与数值预测

描述了某民用飞机在意大利IWT（icing wind tunnel）冰风洞的机翼结冰试验结果.根据冰风洞试验状态点,开展了基于拉格朗日方法和Messinger模型的冰形数值预测,并对试验冰形和数值预测冰形进行了对比分析.霜冰的数值预测结果与试验结果一致性良好,对于明冰,数值结果和试验结果存在一定的差异,原因在于:①明冰结冰过程中较强的绕流变化增大了冰积聚非定常效应对数值预测的影响;②采用的结冰热力学模型对明冰的模拟存在一定局限性;③明冰对于冰风洞设备工况和试验模型表面粗糙度的影响更为敏感.      

涡桨发动机安装节拉杆系统力学分析

基于涡轮螺旋桨发动机安装节拉杆系统,对各拉杆的受力状态进行分析,推导拉杆系统力学方程,并得到拉杆之间的力学关系,结果显示各拉杆所受拉力比值为常数,该常数仅取决于拉杆的尺寸、安装角度、材料参数等。基于ANSYS Workbench建立拉杆系统有限元模型,对该系统进行静力学分析得到拉杆应变随拉力的变化关系,并得到不同拉杆拉力之间的关系,数值仿真结果与理论分析结论相互印证。为基于安装节拉杆的涡桨发动机飞行拉力测量奠定技术基础。     

航空发动机推力直接测量飞行试验

建立了基于推力直接测量原理的发动机总推力计算模型,合理忽略了某些次要力简化了计算模型。在推力销上加装剪力应变桥路,建立载荷标定方程和温度修正方程获取发动机安装节推力;利用进气道测量耙测试参数,计算飞行中进气道冲压阻力和压差阻力。在某型飞机上开展了推力直接测量飞行试验,获得了某小涵道比涡扇发动机飞行总推力,并分析了空中平飞加速过程总推力和各推(阻)变化规律。结果表明:飞行马赫数处在约0.98~1.02时,总推力随飞行马赫数增大而急剧增大;高度为8km、飞行马赫数为1.42时发动机最大状态总推力相对值为123.78%,高度为11km、飞行马赫数为1.69时总推力相对值为119.70%,均高于相同状态地面台架推力值。通过分析进气道压差阻力百分比,验证了发动机空中总推力测量结果具有较高的准确性以及推力直接测量技术的可行性。