先进战斗机武器内埋发展趋势与关键气动问题

紧盯未来先进战斗机研制需求和发展趋势,详细分析了武器内埋技术在提高飞机战技指标和综合性能方面的优势,并介绍了国内外在先进战斗机武器内埋技术方面研究的基本情况和遇到的一些具体问题,归纳总结了内埋武器舱空腔复杂流动机理、流声振多场耦合问题研究的现状和关键技术难点;从内埋武器舱系统研制设计要求出发,梳理了先进战斗机内埋武器系统研制面临的关键气动问题和空腔类构型流致振动与噪声问题的主要特征,着重分析了内埋武器舱复杂流动机理、振动与噪声问题、数值仿真方法、风洞测试技术和流固声多场耦合控制技术难点,指出了下一步需要突破的关键技术难点和研究重点,为准确把握先进战斗机内埋武器系统关键气动问题和开展相关问题研究提供借鉴和指导。     

遮荫条件下光伏发电最大功率的智能跟踪方法综述

局部遮荫条件下光伏发电将会产生多峰值输出功率,可能导致最大功率点跟踪失效从而造成能量损失。本文对两类最大功率智能跟踪方法进行归纳和评述,第一类方法是传统的控制算法,如粒子群算法等;第二类方法是混合算法,如粒子群和电导增量混合算法等。结果表明:尽管第一类方法能对光伏发电中复杂的非线性、多峰值功率进行寻优,但收敛时间较长和收敛精度不够高;第二类方法可以扬长避短,有效地发挥各算法的优点,提高搜索性能;如粒子群与电导增量混合算法,在0.25 s附近跟踪到最大功率点,其精度达到98.2%;电导增量法在0.29 s附近跟踪到最大功率点,其精度仅为88.5%;而粒子群算法在0.27 s跟踪到最大功率点,其精度仅为95.9%。该综述对未来全局最大功率点跟踪技术的发展提供了指导。     

温度载荷作用下胶接位置误差对精密马达系统运动精度稳定性影响机理

研究了温度场作用下胶接位置误差对精密马达系统运动精度稳定性的影响问题。在对精密马达系统的结构分析基础上,简化并建立了马达系统的胶接部件“圆环-框架”的胶接有限元仿真模型,分析了仿真模型的收敛性,进行仿真并得到了带有装配位置误差的胶接结构热应力场的形成机理以及位置误差对马达系统精度稳定性的定量影响规律。圆环的热应力主要来源是使用的胶和金属件的热膨胀系数相差较大,从而引起的热变形不协调。圆环装配偏心每增加10μm,会导致圆环在半径方向有10nm数量级的质心位移。在经历一定的温度循环之后,圆环偏心每增加10μm会导致在半径方向产生1nm数量级的质心位移,这会对马达系统的运动精度以及精度稳定性产生不利影响。根据研究结论,在实际装配生产的过程中,应当严格控制装配偏心量,以减小胶接位置误差对马达系统的影响。     

一种折叠弹翼悬挂物的分离轨迹试验技术

提出了一种新的折叠弹翼悬挂物机弹分离轨迹试验技术,重点解决了在机弹分离过程中折叠弹翼动态展开时悬挂物的气动力获取问题。研究表明,提出的试验技术通过将悬挂物气动力修正方法引入到悬挂物分离安全性研究当中,准确地得到悬挂物的分离特性,解决了折叠弹翼悬挂物分离轨迹风洞试验技术瓶颈,为折叠弹翼悬挂物的投放分离安全性提供一套工程实用的解决方案。     

不锈钢增材制造件后处理工艺研究进展

由于金属材料增材制造技术的逐层成形过程特点，增材制造件存在着一些难以避免的问题，如表面粗糙、残余应力较高及由于粉末熔融不完全引起的亚表面微裂纹及气孔等，无法直接进行装配应用。综述结合了近年来国内外不锈钢增材制造件后处理工艺的研究成果及不锈钢增材制造件的缺陷类型，分析了不同增材制造工艺的区别及用途，以及目前国内外对增材制造件工艺参数的优化进展，热处理、机械加工等后处理工艺的国内外研究现状，总结了不锈钢增材制造件后处理工艺的关键问题，探讨了不锈钢增材制造件后处理工艺发展趋势。     

相干光接收机时钟恢复算法的FPGA实现

低轨小卫星在进行相干激光通信时，需要实时解决发射端与相干光接收机之间存在的时钟偏差问题。分析了时钟偏差对相干光接收机性能的影响，设计了一种基于Gardner算法的并行化时钟恢复反馈环路来对时钟的偏差进行纠正，对各组成部分的原理进行了说明，并在现场可编程逻辑门阵列FPGA上实现了该算法，将 5 GSa/s 的采样信号在 FPGA 中以 156.25 MHz 主频，分为并行 32 路完成时钟同步处理，且实时时钟同步算法仅占用 FPGA 的 590 个自适应逻辑块和 4 个乘法器单元。同时，采用自研的集成化相干光通信模块，演示了 10 Gb/s 偏振复用正交相移键控 PM-QPSK 相干光通 信系统实验。实验结果证明该方案能稳定地补偿本地采样时钟的频率和相位偏移带来的采样定时误差。以 7%开销硬判 决前向纠错码 HD-FEC（Hard Decision Forward Error Correction）为门限，系统的灵敏度优于–51 dBm。     

反应熔渗制备Cf/C-ZrC-SiC复合材料微观结构及抗烧蚀性能

通过反应熔渗（RMI）方式，以缝合碳纤维预制体和Si-Zr合金作为反应物，制备得到C_f/C-ZrC-SiC复合材料，并利用SEM-EDS和XRD系统分析了复合材料的微观结构，可以明确SiC-ZrC陶瓷基体在材料内部分布比较均匀且致密度较高。得益于上述基体结构，C_f/C-ZrC-SiC复合材料的弯曲强度和模量分别达到323.2 MPa和46.6 GPa，表现为韧性断裂。采用氧乙炔实验进行抗烧蚀测试，在表面温度为18 00~1 900 ℃下，ZrC含量较多的C_f/C-ZrC-SiC复合材料质量烧蚀率和线烧蚀率分别为1.263 mg/s和2.367 μm/s，ZrC含量较少的C_f/C-SiC-ZrC复合材料分别为2.056 mg/s和5.067 μm/s，C_f/C-ZrC-SiC复合材料表现出更加优异的抗烧蚀性能。     

肋参数对液氧甲烷发动机推力室强化换热的影响

为深入研究带肋推力室强化传热的机理，对带肋液氧/甲烷推力室的燃烧与再生冷却进行了流动与传热耦合分析，并针对不同肋高和肋数目进行了参数化分析。结果表明:引入等效平均热流密度的概念可以准确描述带肋推力室中的实际传热过程;平均热流密度总是随着肋数目的增加而减小，当肋高恒定时，由于总换热面积增大，等效平均热流密度会随着肋数目的增加而增大;而当总表面积恒定时，等效平均热流密度会随肋数目的增加而减小。此外，盲目地增大总换热面积并不一定能改善传热强化，甚至会在某些情况下恶化传热，因此在设计过程中也应该结合其他肋参数进行综合考虑。     

面向倾转旋翼机的TRC响应类型控制律设计

倾转旋翼机操纵的复杂性对其任务能力提出了较高要求，而设计响应类型可以大幅提高其任务执行能力，减轻飞行员操纵负担。本文设计了倾转旋翼机在直升机模式下的平移速率指令（TRC）响应类型控制律并进行了飞行品质的仿真验证。首先，建立了基于机理法的倾转旋翼机非线性飞行动力学模型，并进行了线性化处理；其次，根据有人直升机飞行品质要求，设计了直升机模式下的TRC响应类型控制律；最后，进行了飞行品质的仿真验证。仿真结果表明，设计的TRC响应类型满足相关品质规范要求，飞行品质达到等级1。通过本文研究，能够显著改善倾转旋翼机在悬停/低速飞行状态下的操纵品质和精确机动能力，减轻飞行员操纵负荷，提升任务执行能力，满足倾转旋翼机近地低速机动飞行需求。     

基于最优分配的复合式高速无人直升机纵向控制设计与验证

高速直升机因其独特构型造成过渡段操纵复杂，控制系统设计难度大。本文针对复合式共轴双旋翼高速无人直升机，设计了全飞行模式控制，为高速直升机的安全飞行提供理论基础。采取分块建模思路，搭建了无人直升机数学模型，设计了过渡模式的操纵策略。采用经典控制理论设计了低速模式和高速模式纵向飞行控制律，低速模式时,为提高位置响应的快速性，直接采用并行控制结构，将位置指令引入姿态通道；高速模式时，在俯仰通道引入航迹倾斜角补偿损失高度。针对过渡段的控制分配问题，分别考虑速度和操纵面反应速度快慢的影响，设计分配权值，采用加权伪逆法进行最优分配求解。仿真结果表明，所设计的纵向飞行控制律可以有效合理分配过渡段的不同操纵量，实现平滑过渡飞行。