小型无人机水平导航控制研究

在考虑小型无人机特点和多种导航方法的基础上,研究了利用ＧＰＳ／航路推算组合导航方法针对无人机进行水平导航控制的方案,并针对一种小型无尾无人机进行了导航控制规律设计,仿真结果表明,这种组合导航方法即简单又经济,精度高、实时性强,可靠性好,可以构成具有较强实用性的自主式导航系统。     

轴流压气机进口小总压径向畸变对失速颤振的影响

对进口流场畸变失速颤振的影响进行了实验研究。实验结果表明:小的叶尖径向畸变能抑制颤振的发作。对此现象用三维变形激盘法进行了计算。计算结果与实验符合。      

带混排涡轮级间燃烧的涡扇发动机循环参数

涡轮混排燃烧室ITB(Inter-stage Turbine Burner)作为次燃烧室位于高压涡轮与低压涡轮之间。文章通过建立ITB混排涡扇发动机的设计点热力计算的数学模型,进而分析主要工作过程参数,如风扇压比、压气机压比、高压涡轮进口温度、ITB出口温度(低压涡轮进口温度)的选取范围及原则;并且对带有ITB与普通的混排涡扇发动机在不同的设计马赫数下进行比较分析。文章的结果有利于混排ITB涡扇发动机各个部件的设计参数选取,进而对于混排ITB涡扇发动机的发展、分析、优化提供有利的指导方向。     

S形进气道中心线方程构造及其影响的研究

为了拓展s形进气道中心线的选择范围,根据S形进气道的几何边界条件,提出一种基于多项式形式的中心线造型方法。依据不同的中心线拐点位置,采用该方法构造九条有代表性的中心线方程,并建立相应的s形进气道的几何造型。通过对不同几何造型进气道的三维N—s方程数值计算,得到s形进气道的总压恢复和DC10等性能指标,并通过分析发现S形进气道中心线拐点位置对这些性能指标的影响。结果表明：随着中心线拐点位置向后移动,总压恢复系数得到提高,但出口不均匀程度变坏。     

空天飞机吸气式推进系统/飞行器一体化分析

介绍在进行空天飞机推进系统设计时气动-推进界面的划分和几何参数的选择方法。根据选择的参数进行了小涵道比涡扇发动机和冲压发动机的性能计算，最后给出了空天飞机推进力的计算方法。     

飞航导弹/涡扇发动机一体化设计-优化设计

利用飞机／涡扇发动机一体化设计的思路，建立了飞航导弹／涡扇发动机一体化设计的优化设计模型并给出了算例和分析。根据飞航导弹的要求对涡扇发动机进行了循环参数优化选择并预测了未来涡扇发动机的发展趋势。在考虑导弹空重、有效载荷和气动特性的情况下，预测了未来先进飞航导弹的性能。建立的飞航导弹／涡扇发动机一体化优化设计模型还能够用于已有飞航导弹的任务剖面的优化设计，具有很好的工程实用价值。     

敏捷性飞机飞行控制系统设计方法研究

对敏捷性飞机飞行控制系统的设计方法进行了研究,研究表明当飞机进行大迎角机动时,飞机可以获得敏捷性机动能力,在这种情况下,飞机的动力学特性呈现非线性的特征,此时飞行控制系统的设计是一类非线性控制系统的设计问题,设计可采用非线性动态逆的方法进行,为简化控制律和工程因素,重点研究了利用一阶动态作为系统的反馈线性控制,以得到线性化的系统,在此基础设计跟踪控制器,以满足大迎角非线性机动时的性能要求,最后以Ｆ     

天顶3SL火箭发射商业通信卫星失败分析

一、发射失败事件回顾 2013年2月1日,海射公司使用"天顶"3SL运载火箭发射"国际通信卫星"27失败.发射过程为: 1.世界标准时间2013年2月1日6时55分59秒,"天顶"3SL火箭从"奥德赛"海上平台点火发射;发射前火箭按程序进行测试,所有系统及发射状态符合要求; 2.火箭飞行11.4秒时,箭上飞行控制系统探测到"天顶"3SL箭体的滚转超出预先设定的界限值,火箭随即自动做出响应,启动箭上推力终止程序;     

一种涵道螺旋桨优化设计新方法研究

根据Theodorsen的片条理论、涵道后缘的库塔条件以及边界页微元涡丝的诱导方程,构筑了涵道螺旋桨叶片涡强度分布的计算模型,用该模型代替Prandtl的动量损失函数及环量函数,将自由螺旋桨的最小能量损失的设计方法加以推广,优化设计了涵道螺旋桨。     

涡轮发动机部件特性自适应模型的确定方法

针对现有航空涡轮发动机部件特性自适应模型中存在的不足,提出了合理的解决方法:根据测量参数合理选择部件特性修正因子;使用部件特性删除法求解部件特性修正因子;部件特性修正因子的数值拟合方法。采取这些改进措施后,使得现有航空涡轮发动机部件特性自适应模型得到改善。计算结果与两种型号的涡喷发动机的试验数据对比表明本文的改进方法合理。