头盔伺服系统的主动柔顺控制

 对头盔伺服系统(HMDPM)主动柔顺控制策略的主要内容——轨迹规划和控制方法进行了研究。首先,采用基于力反馈和滑动杆动力学模型的头部运动预测法进行轨迹规划,该方法利用并联机构(PM)分支杆长与运动平台位姿间的映射关系,通过力反馈信息和6-3UPS并联机构滑动杆动力学模型对头部运动进行预测,为头盔伺服系统的位置控制提供期望轨迹;然后,基于头盔伺服系统的动力学模型对系统的惯性项和非线性项进行了计算,设计了惯性项和非线性项补偿控制器,在进行头部运动跟踪的同时,实现了头盔显示器与头部间接触力的控制;最后,采用SimMechanics模块建立了HMDPM—人交互模型,并进行了相关验证实验。仿真结果表明,基于力反馈和滑动副滑动杆动力学模型的头部运动预测法能实时地、较为准确地预测出头部运动位置;基于动力学模型的惯性和非线性项补偿控制器不仅可以较为准确地跟踪头部运动,而且还能有效地减小头盔显示器与头部间的接触力,降低执行机构的刚度、减少系统摩擦力等非线性因素对使用者的干扰。     

开裂式方向舵在变前掠翼布局中的操纵性能研究

 针对变前掠翼(VFSW)无尾布局的横航向操纵,设计了开裂式方向舵(SR)操纵面,采用Navier-Stokes控制方程的有限体积离散方法以及剪切应力输运(SST)湍流模型,计算了变前掠翼中平直翼和典型的前掠翼布局开裂式方向舵的操纵性能,并对其操纵效率进行了比较,分析了其流场形态。计算结果表明:右侧开裂式方向舵打开后,平直翼时迎角对偏航力矩的影响较小,而舵偏量对偏航影响显著,利于偏航;前掠翼的偏航力矩随迎角的增加有所波动,但在小迎角时较为稳定,偏航作用随舵偏量增加而增强;右侧滑对滚转作用强于左侧滑,偏航作用低于左侧滑。经比较,平直翼的偏航作用明显强于前掠翼,平直翼和前掠翼的滚转和偏航作用均具有耦合性,但平直翼的耦合效应弱于前掠翼。     

复杂旋翼流场的耦合欧拉-拉格朗日数值方法

针对影响旋翼流场求解精度的关键因素“桨叶复杂近体流动”和“尾迹涡畸变”,结合计算流体力学(CFD)方法和黏性涡方法,发展了一套适合于复杂旋翼涡流场分析的耦合欧拉-拉格朗日数值方法:为捕捉桨尖三维效应、激波等细节流场特征,在桨叶近体区域采用CFD方法对其进行求解;针对高雷诺数旋翼流场中桨尖涡的紧凑结构特点,引入黏性涡方法建立了高分辨率的尾迹求解模型;两计算域间的信息交换采用了集中涡源法和边界修正法.应用所建立的计算方法,以旋翼CFD标准验证试验(Caradonna-Tung旋翼)为算例,对尾迹影响明显的悬停状态进行了数值模拟,通过对比耦合边界处流场特征及桨叶表面压力系数分布,验证了方法的有效性.此外,还从旋翼尾迹捕捉精度、涡量耗散特征及计算时间等方面对不同计算方法进行了对比分析,结果表明耦合方法可充分发挥CFD和黏性涡方法各自的优点,在旋翼流场数值模拟方面具有独特的优势.     

水滴撞击特性的粒子统计法研究

基于水滴撞击特性研究的拉格朗日方法,提出了适合于考察非定常情况的粒子统计法.通过统计非定常流场中不同时刻撞击在防冰表面上不同区域的粒子数,获得防冰表面上粒子浓度分布随时间的变化情况,与基于染色法水滴撞击试验获得的色度分布具有直接对应关系;采用基于染色法的动态图像测量方法对某型发动机帽罩缩比模型开展了水滴撞击特性试验,对所提粒子统计法进行了验证.基于拉格朗日方法的粒子统计法获得的计算结果与试验结果符合较好,与采用拉格朗日轨迹法获得的结果具有较好的一致性.粒子统计法所模拟的物理过程与试验过程一致,在处理湍流随机性和来流液态水含量分布不均等方面具有优势.     

大流量火箭蒸汽发生器试验研究

为满足大流量高能引射工质发生装置研制的需要,在地面试验台上,对自行研制的大流量液氧酒精火箭蒸汽发生器进行了试验研究.试验结果表明,蒸汽发生器起动建压时间约2.0秒,主级段各性能参数平稳,蒸汽流量约40kg/s,蒸汽压力约0.86MPa,蒸汽温度约254℃,水蒸汽体积浓度80％.喷注器面板的氧化膜能够有效地阻止高温燃气向喷注面内部的扩散,延长喷注面寿命.大流量火箭蒸汽发生器可作为大型主动引射高空模拟试验台的蒸汽源.     

柔性导热纳米复合材料研究进展

柔性导热纳米复合材料在微电子、航空航天、智能驱动等领域具有广泛的应用。综述了以零维纳米粒子、一维纳米纤维和二维纳米片层为填料的柔性导热纳米复合材料的最新研究进展。概述了柔性导热纳米复合材料的研究中存在的主要问题及解决方法。纳米填料的分散性差是阻碍柔性导热纳米复合材料发展的重要问题,可采用物理包覆法、偶联剂法、接枝改性等方法对纳米填料进行表面修饰,提高纳米填料的分散性及与基体的结合性,从而提高材料的导热性能;另外完善导热机制的理论研究,建立导热微观模型,可为柔性导热纳米复合材料的实际应用提供重要依据。开发新型纳米填料,特别是混合填料体系是改善柔性导热纳米复合材料综合性能的重要途径。     

我国民航飞行人力资本流动机制的构建

民航业的飞速发展,使得飞行人力资本在流动上呈现出种种问题.本文从人力资本专用性的角度,对飞行人力资本专用性的现状、形成及特点进行了剖析,以期对我国民航业飞行人力资本流动机制的构建做出有益的探索.     

静音锥对超声速客机声爆水平的影响分析研究

静音锥低声爆的基本原理是通过在超声速飞机头部加装静音锥将机头产生的强激波转化为一系列互不叠加的弱激波,从而达到降低声爆的目的。论文以一种“梭式”布局的超声速客机为基本模型,采用CFD和波形参数法相结合的方法,研究了不同参数的单级和多级静音锥对超声速客机声爆水平的影响。结果表明,静音锥的长度可以调节激波的干涉程度;静音锥的直径和圆锥顶角能改变静音锥的初始超压值;静音锥级数对上升时间影响显著。     

铝合金焊接接头预腐蚀强度特性及预测

为保证航空航天器中贮存腐蚀溶液的焊接结构的耐久性,有必要对焊接接头预腐蚀强度特性进行研究.首先进行2219-T87铝合金焊接接头试样在酸性模拟溶液中的腐蚀试验,获取焊接接头和母材的腐蚀性能数据;根据腐蚀试验数据,结合焊接接头局部力学试验数据,采用有限元方法对焊接接头预腐蚀强度和断裂位置进行预测;通过焊接接头预腐蚀拉伸试验对预测结果进行验证.研究结果表明:焊接接头腐蚀性能最主要的特点是焊缝区、热影响区和母材的腐蚀性能存在显著差异;腐蚀性能是影响焊接接头预腐蚀强度的重要因素,且其影响随着腐蚀时间的增加而逐渐增大,导致长时间腐蚀的试样在拉伸试验中的断裂位置由力学性能薄弱的熔合区转移到腐蚀性能薄弱的母材区;所提出的预测方法具有试验规模小、结果准确且适应性强的优点.     

一种进气道自起动特性检测方法

发展了一种应用于激波风洞中快速检测高超声速进气道自起动能力的实验方法。该方法通过在隔离段内预先设置轻质堵块,迫使进气道在风洞运行初期不起动,待堵块被吹出后,流道恢复畅通,进而考察进气道是否具有起动能力。实验采用高速纹影拍摄同步壁面压强测量的手段,对二元高超声速进气道的起动特性进行了研究。通过对纹影照片以及相应的壁面压强信号的分析,对所发展的自起动检测方法的可靠性进行了考核,并进一步研究了内收缩比对进气道起动特性的影响。在激波风洞中获得了进气道自起动过程以及起动／不起动双解区的流场特征和相应的壁面压强变化历程。