非定常气动力对飞行动力学特性影响分析

在模糊逻辑非定常气动力建模的基础上,研究了非定常气动力对飞行动力学特性的影响.首先分析了非定常气动模型与定常气动模型的差别.其次采用分支分析方法,对带定常与非定常气动模型的飞行动力学系统的陡尾旋状态平衡分支图进行计算、比较与分析.并通过仿真对结果进行验证.研究表明,在大迎角状态下,非定常气动模型与定常气动模型存在较大的差别,对飞行动力学特性将产生一定的影响,需要在大迎角控制律设计中考虑非定常气动力的影响.     

采用流固耦合方法数值分析减压器动态响应

采用流固耦合数值模拟技术研究了减压器工作过程的动态特性。流体控制方程为三维基于动态网格描述的Eu ler方程,采用非结构动网格有限体积格式求解;固体结构的运动方程由拉格朗日方程导出,采用纽马克方法求解。提出了可变边条零厚度虚拟挡板技术模拟了活门由闭到开的瞬态过程。计算得到了上游不同开启压力以及不同开启持续时间减压器弹性元件的动态响应特性,结果表明,虚拟挡板技术模拟物体间由零距离开始分离的实际过程是成功的,且对最小网格尺度没有限制;将减压器上游高压的开启持续时间延长能够避免阀芯开度的振动。     

北斗二号伪距偏差特性分析及其对定位的影响

伪距偏差是指因卫星下行导航信号非理想状态,导致不同技术状态的终端在接收同一卫星导航信号时产生不同的测距偏差,而现有伪距改正手段尚未考虑该偏差,甚至在双频定位时还会被进一步放大.基于Curtin GNSS研究中心设置的零基线接收机,使用接收机零基线差分解算多组观测终端下北斗二号卫星的伪距偏差,分析其特性,并采用标准单点定...     

C/C复合材料的纳米压痕实验及其性能分析

采用纳米压痕技术研究了不同石墨化温度和混合基体碳的C/C复合材料的性能。结果表明：石墨化温度为2 500 ℃的C/C复合材料的模量比石墨化温度为2 300 ℃的纳米压痕模量降低了10%;纳米压痕法测得热解碳、树脂碳和沥青碳混合基体的C/C复合材料中的树脂碳模量最高,热解碳的次之,沥青碳的最低;通过对纳米压痕载荷位移曲线进行非线性拟合,经过有限元计算最终得到C/C复合材料微观组元的表面断裂韧度为0.492 MPa?m^1/2。     

齿型对压气机级间封严特性影响的实验研究

为了对比不同齿型下压气机级间封严特性,对基准常规齿、直通针型齿、直通宝塔齿和台阶斜齿时的级间篦齿封严进行了实验研究。在压比1.05~1.30,转速0~8.1kr/min时对不同齿型的工作间隙、泄漏流量、风阻温升和出口盘腔的旋转比进行了测量。基准常规齿是级间最常用的篦齿结构,将其他三种齿型下级间封严的泄漏特性、温升特性和旋流特性与其进行对比。结果表明:随着齿顶间隙的增大,基准常规齿的流量系数先增大后减小,在间隙c=0.8mm附近有最大值;相同间隙时,台阶斜齿的封严效果最好,其流量系数比基准常规齿时小40%左右。直通针型齿、直通宝塔齿的封严效果略优于基准常规齿,三者相差不大;但是,泄漏流量越小,级间封严的温升和旋流越大。压比1.30时台阶斜齿与基准常规齿的温升比为1.5左右。另外,高转速时台阶斜齿比基准常规齿的旋转比大18%左右。     

民用飞机延程运行飞行试验技术与研究

概述了民用飞机延程运行(Extended Operations,以下简称ETOPS)的定义、适航条款、商业需求、历史,分析了双发飞机的ETOPS型号设计批准的不同取证方法(早期的ETOPS方法、服役经历法、服役经历法和早期的ETOPS方法相结合),并设置了ETOPS飞行试验的验证工作及其单发失效、座舱释压、辅助动力装置(Auxiliary Power Unit,以下简称APU)冷浸透等失效场景。为了使民用飞机可以尽快取得ETOPS批准,应结合现有的适航条款、试飞技术和方法对试飞过程进行不断优化,在同一架次上进行相似的两个模拟失效场景的飞行试验认证可以大大地节省时间和油耗。     

一种基于相对位置约束的双星定位方法

全球卫星定位系统(GNSS)需要至少4颗卫星才能提供持续、准确的定位结果。在有障碍物遮挡的城市街道、山谷或者存在压制式干扰的战场环境中,往往会出现可见星数量降低至4颗以下的情况。针对只有2颗可见星的定位问题,提出了通过相对位置变化对绝对位置进行解算的定位模型,证明了该模型的可行性,并研究了该模型的数值计算方法和几何搜索方法。仿真实验和实际跑车试验表明,在只有2颗可见星条件下,该方法的定位精度明显优于传统的INS/GNSS紧组合算法,并且对初始位置的精度不具有依赖性。     

混合动力复合翼应急迫降在线航迹规划与制导

针对混合动力复合翼飞行器巡航模式下空中停车后无动力应急迫降（VTOL）问题,提出在线航迹规划与制导方法。根据复合翼空中停车时初始位置/航向不确定散布,发展一套满足动力学约束、终端约束的三维航迹在线规划方法：利用几何规划方法快速生成扩展Dubins二维航迹,再根据下滑性能约束进行三维扩展。针对低速无动力下滑航迹跟踪更易受风干扰以及三维航线分段连接处曲率不连续的特性,发展一种基于非线性模型预测控制的三维制导算法。将纵横解耦的制导律嵌入到预测模型框架内,跟踪误差、外界风扰动、航迹曲率不连续等非线性因素则通过系统输出建立目标约束,其后利用滚动优化实时求解制导指令。最后对航迹在线规划方法与三维制导律的适用性进行仿真分析与验证,结果表明所提出的航迹规划方法适用于不确定初始位置/航向散布的应急迫降在线规划,所提的制导算法具备抵抗风扰、提高三维制导精度的能力。     

高超声速平板/空气舵热环境数值模拟研究

针对高超声速平板/空气舵模型开展了热环境数值模拟研究,重点分析了舵偏角δr、舵缝高度h和边界层流态对缝隙内舵轴及干扰区热环境的影响规律。研究结果表明:零舵偏状态缝隙内气流速度为亚声速,热环境可以忽略;舵面偏转时,缝隙入口气流速度和压力显著增大,在δr=5°～15°范围内,舵轴及干扰区热环境随舵偏近似线性增长;舵轴及干扰区热流随h增大呈现先上升后缓慢下降的趋势,h从5 mm增大到7mm时,舵轴热环境增加超过1倍;边界层流态对空气舵缝隙内热环境影响很大,在15°舵偏条件下,层流状态舵轴及干扰区热环境约是湍流的3～5倍,这是因为层流边界层较薄,缝隙内流速更高。     

以函数为因素的试验设计方法研究

本文介绍如何在试验设计中分析函数曲线的方法。文中将发动机叶片铸件的降温冷却过程中温度的变化看作一个关于‘时间-温度’的三阶段区间函数,针对该函数进行试验设计,给出如何选取与函数相关的因素及其水平、如何选取试验观测量和响应值的方法,并论证该方法的合理性。根据实际情况提出试验方案,并选择正交试验表和设计表头。