飞机操纵拉杆自振频率工程估算问题

国内目前使用的航空设计参考资料中对于操纵系统拉杆自振频率的工程估算公式,大多形式上接近但各参数的量纲单位却不一致,估算得到的结果差别较大;对于操纵拉杆与飞机发动机转速达到共振的描述也不尽合适。从机械振动原理推导证明使用公制量纲参数的拉杆自振频率计算的工程公式,并用Nastran软件分析非等截面拉杆的自振频率。     

某型机进气道前段装配协调控制方法改进

针对某型机进气道前段外形、交点协调要求高等特点,以及试制阶段出现的工艺、制造问题,本文进行了详细的工艺性分析,提出了设计、工艺改进及补偿措施,制定了改进后小批产状态产品的装配协调方案,经工程验证,极大地提高了产品的铆接质量,满足了设计技术要求。     

单载波干扰对星载扩频应答机码跟踪回路影响研究

扩频码同步是基于扩频体制卫星测控通信中的一项关键技术。研究单载波对星载扩频应答机中全时间超前-滞后非相干跟踪回路的影响,分析单载波干扰存在时跟踪抖动的恶化程度,给出相应的数学表达式,并进行了Matlab仿真。仿真结果表明：在一定的跟踪回路带宽下,恶化程度随着系统的扩频增益或频偏的增加而减小,并随着干信比的增加而增加。单载波干扰不变的前提下,恶化程度随着回路带宽的增加而增加。     

武器外挂模拟器的设计及实现

分析了武器外挂模拟器在航电试验中的必要性;利用工业计算机、接口卡和软件设计技术实现不同类型及数量的导弹、炸弹、火箭弹、航炮等武器接口及发控逻辑的模拟,为外挂武器系统软件投放控制试验提供了一种试验手段.     

带有偏心轮的锁钩式结构锁运动性能和力分析

锁钩式结构锁因动作速度快和误差补偿能力好而广泛应用于空间对接装置中。文章对两航天器空间对接正常拉紧过程中带有偏心轮的锁钩式结构锁进行了受力分析 :分析了对接框下端面粗糙度对结构锁拉紧力的影响 ;针对“仅一组钢索传动”的故障情况 ,进行了结构锁的力学计算 ;提出了改善结构锁啮合性能的方法———增大主动钩特征点的 y坐标值 ,尽可能减小偏心轮偏心距。导出了主动钩啮合面法线与对接框平面法线的夹角计算公式以及结构锁法向载荷在啮合间隙误差影响下的计算公式 ,为设计提供依据     

一种组合导航系统快速滤波方法及半物理仿真

在利用卡尔曼滤波器对数据进行处理时,协方差矩阵的预报运算过程需要的计算量最大,每一步迭代的计算量与n3(n为状态矢量维数)成正比,约占整个卡尔曼滤波过程70%的CPU时间.协方差阵预报计算过程中,数据输入输出所需要的传递工作量也最大.由于微小型飞行器导航系统采用小体积、低功耗、低成本的微处理器作为导航计算机,为了保证导航实时性的要求,提出了一种降维滤波器加矩阵外积法的快速滤波方法来减少MIMU(Micro Inertial Measurement Unit)/GPS(Global Positioning System)/MMC(Micro Magnetic Compass)组合导航滤波算法的计算量,以提高算法的实时性.半物理仿真试验结果表明:此种算法不仅可以提供较为满意的导航精度,而且大大减小了计算量,提高了系统的实时性.      

旋翼结冰模型与纵列式直升机平衡特性分析

为了研究纵列式直升机结冰后的飞行动力学问题,基于CFD(ComputationalFluid Dynam ics)技术提出了旋翼结冰的理论模型;基于旋翼冰风洞试验数据,考虑桨叶表面附着冰脱落及桨叶表面局部温度对结冰的影响,提出了旋翼结冰的工程模型.建立了纵列式直升机结冰后的飞行动力学模型,研究了不同飞行速度条件下结冰对样机CH-47B平衡特性的影响,分析了环境温度、结冰时间、液态水含量以及平均水滴直径对旋翼扭矩的影响.计算结果的对比分析显示:两种结冰模型在计算精度上基本一致,表明结冰模型合理,能够用来进行结冰后的飞行动力学分析,为纵列式直升机结冰后的飞行动力学研究奠定了基础.     

大方位失准角MIMU空中对准建模及半物理仿真

由于快速性的要求,微小型无人机不经过地面精确初始对准就升空作业,因此MIMU(Micro Inertial Measurement Unit)空中对准在大失准角下进行. 为了提高微小型无人机空中的反应速度和作业精度,把非线性误差部分作为状态变量,建立MIMU在大方位失准角下无需小角度近似的空中对准的线性模型,同时为解决噪声不确定导致滤波器发散的问题,提出将AKF (Adaptive Kalman Filter)应用在GPS(Global Positioning System)辅助MIMU的空中对准中,半物理仿真结果证实其取得了比基于非线性误差模型的EKF(Extended Kalman Filter)精度高且速度快的结果,不仅使MIMU的方位失准角由60° 快速下降到2° 左右,且所需时间仅为EKF的67%.      

Halo轨道族延拓方法及特性研究

对Halo轨道周期和运动范围等特性的研究是平动点任务设计的首要前提。针对大幅值Halo轨道和完整Halo轨道族的应用需求及其数值计算问题,面向当前应用广泛的地月系和日-地月系共线平动点,基于延拓法研究了圆型限制性三体问题下的Halo轨道族数值计算和运动学特性,给出了Halo轨道族延拓计算方法。数值仿真了族参数选择对轨道族计算的影响,得到了地月系和日-地月系共线平动点的大范围南北Halo轨道族,同时给出了轨道族的轨道周期变化和空间位置变化特性。研究结果表明,固定延拓步长下,L1点Halo轨道族应选择会合坐标系x坐标作为族参数,L2点Halo轨道族应选择y方向速度或者周期T作为族参数。方法适用于任意三体系统平动点的周期轨道族计算,特别是对其中的状态转移矩阵简单修改后可用于完整力模型下的Halo轨道（族）的数值设计。     

气动布局参数对直升机飞行品质的影响

以UH-60A直升机为例,建立了适合于飞行品质评价的直升机非线性飞行动力学模型,对算例机模型进行配平验证,并计算了稳定性、操纵性导数.计算结果与参考数据吻合较好,证明模型可用.根据军用直升机飞行品质规范（GJB902—90）,选取的典型气动布局参数,计算了不同参数下的直升机的动态响应特性和操纵特性,分析了飞行品质对设计参数的敏感性.结果表明,旋翼高度对各项飞行品质指标都有明显的影响,降低尾桨高度能显著提升滚转操纵功效的品质等级,尾桨纵向位置是影响偏航操纵功效和偏航操纵灵敏度的主要因素.