敏捷卫星的联合执行机构控制策略

 针对对地观测敏捷卫星大角度快速机动、高控制精度的任务需求,提出了联合推力器与飞轮作为执行机构的控制策略。该控制策略综合利用2种执行机构的优点:推力器以前馈的形式提供机动过程中所需的主要力矩以实现航天器大角度的快速机动,而飞轮以反馈的形式提供精准的控制力矩以提高机动过程中的姿态控制精度。为补偿由于初始状态偏差和推力器输出力矩不准确所带来的控制误差,采用变结构控制设计了2种姿态跟踪控制器,使航天器能够渐进地跟踪上参考轨迹。并对姿态机动控制过程中,飞轮力矩及转速可能出现的饱和问题作了相应的修正。仿真结果表明了所提控制策略及所设计控制算法的可行性和有效性。     

基于TMS 320F28069的无人机舵系统控制器设计与实现

本文设计并实现了一种基于TMS 320F28069的小型无人机舵系统控制器。取消了原机舵系统的模拟通讯方式,改用RS485接口与飞控计算机进行通讯。在分析舵系统工作原理基础上,基于TMS 320F28069控制精度高、功耗低、外设丰富的优点,进行了软、硬件结构的模块化设计。实验表明,本文设计的控制器可靠性强、稳定性好、控制精度高,可以消除外界干扰对舵系统的影响。     

加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行性能

为研究加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行性能,建立了加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行动力学模型。采用UH-60A直升机试飞数据验证了计算模型的正确性。在此基础上,分析了样例直升机加装格尼襟翼后重量系数、格尼襟翼高度、沿径向位置和加装方式对旋翼需用功率的影响,以及加装格尼襟翼后旋翼桨叶剖面迎角分布、旋翼操纵量和机身姿态角的变化等。研究表明,直升机在重量系数较大的状态下高速前飞时,旋翼加装格尼襟翼能够明显降低直升机的需用功率,且加装转动格尼襟翼的效果优于加装固定格尼襟翼。功率降低幅值随格尼襟翼高度的增加先增加后减小。格尼襟翼在桨叶上布置的位置越靠近桨尖,其对需用功率的影响越大。直升机在重量系数较大的状态下高速前飞时,加装格尼襟翼能够使旋翼后行侧最大迎角显著减小。加装格尼襟翼后旋翼总距和纵横向周期变距减小。     

一种新颖径向进气系统的研究

双轴压气机实验台径向进气系统尺寸限制多、涵盖流量范围广,供气品质难以保证。传统的导流筋板方案适用流量范围窄,不能满足要求。提出一种新颖的设计方案,充分运用蜂窝整流器均流和导向的特点来改善气流品质。模拟结果表明,在全流量范围内该进气系统出口截面最大气流角小于1°,速度不均度小于4.07%,总压恢复系数大于97.3%。完成的部分实验结果也表明气流品质较好。     

离子推力器栅极热变形的摄像测量方法

为了解决离子推力器栅极在真空、高温、等离子体环境中微小热变形量检测的技术难题,提出了一种基于摄像测量原理的离子推力器栅极热变形测量方法,设计了一套基于远距显微镜进行栅极热变形测量的系统。运用交互式分区标定方法获得多目标清晰边缘,借助陶瓷探针及圆形合作标志完成栅极亚像素级变形量检测、图像放大系数计算以及切向畸变校正、水平面校正。精度验证实验表明本方法静态检测精度9μm,栅极热变形实验测量结果与国外同类实验趋势一致,系统满足离子推力器栅极热变形测量的需求。     

典型管路RP-3航空煤油热氧化结焦特性试验研究

结合航空发动机燃烧室燃油喷嘴内部典型油路结构特点,基于恒定环境温度的试验方法,针对直管、螺旋管和直角弯管三种结构油路试验件,开展RP-3航空煤油的结焦沉积特性研究。试验结果表明：直管沿程结焦量均呈现出先增大后减小的趋势,结焦量的峰值出现在试验件的中后部;直角弯管的沿程结焦量在弯曲段迅速增加,结焦量峰值位置和直管相比大幅提前,峰值后,结焦量在弯曲段整体保持较高的水平,当进入出口平直段开始下降;螺旋管的沿程结焦量分布呈现明显的双峰值形式,第一个峰值的位置比直管更加提前。三种结构中,螺旋管的单位面积结焦量最大,在燃油进口速度为2m/s时,其值约是直角弯管的2.46倍,直管的单位面积结焦量最小。     

翼身融合背撑发动机布局的动力短舱设计

为了解决翼身融合（BWB）背撑发动机布局的飞机-发动机流动干扰问题,依据BWB流场特征,提出背撑式动力短舱设计思想：采用轴对称短舱,结合可以减小短舱外部流动对机体影响的外罩型面和满足进气效率要求的进气道型面设计。基于本文构建的动力短舱参数化建模方法和多点优化设计方法,开展兼顾内外流的短舱综合优化设计研究,最后对设计方案安装状态流场进行分析。结果表明：提出的设计方法可以给出具有不同内外流气动特性、满足BWB背撑式发动机动力短舱多点设计要求的设计方案,巡航状态短舱外表面和全推力状态进气道最大马赫数最大可减小8.35%和11.81%,优化结果在最大推力和侧风起飞状态也具有良好的进气道性能;动力短舱安装状态消除了高速巡航飞行状态下短舱和机体之间的强激波和后体流动分离,低速大迎角状态机体外流能够为发动机提供均匀稳定的进气,进气道总压恢复系数满足设计要求。     

实验中实现"无限展长后掠翼"流场的方法研究

在风洞实验中,为了获得一个近似无限展长后掠翼的三维流场实验条件,必须采用特殊的整流措施,修正洞壁对流场的干扰。对于小展弦比模型的实验,可以通过在两侧洞壁附加衬垫来修正洞壁干扰。本文基于CFD技术,研究了采用无限展长后掠翼空间流线拟合的方法设计洞壁衬垫。数值模拟结果表明,采用流线拟合设计的衬垫能够有效地修正风洞侧壁对流场展向分布的影响,得到近似无限展长后掠翼的流场。     

我国民用支线飞机技术水平的测度分析

为了定量研究我国民用飞机技术水平与世界先进水平的差距,从安全性、经济性与舒适性三方面出发,构建民用支线飞机技术水平的测度指标体系。以各个时期世界典型支线飞机数据为样本,采用回归分析法,利用SPSS软件建立支线飞机技术水平的测度模型。以我国典型支线飞机性能数据为基础,根据此测度模型,对我国民用支线飞机技术水平进行定量研究。结果表明:我国民用支线飞机Y7-100的综合技术水平落后同期世界先进水平10.22年,ARJ21-700落后7.83年;我国民用飞机技术水平已有明显提高,与世界支线飞机先进水平的差距在缩小。     

Gurney襟翼对多段翼型气动性能影响的数值研究

采用剪切应力输运（SST）k-ω两方程湍流模型和C-H型多块结构网格求解二维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程,结合襟翼缝道参数变化研究了不同形式的Gurney襟翼（GF）及其几何参数对多段翼型气动性能的影响,GF形式包括主翼和襟翼分别及同时增加GF。在GF绕流数值计算中对GF局部网格进行适当加密,多段翼型不同襟翼缝道参数GF构型的计算结果表明：主翼GF的影响主要取决于缝道参数,通过减小襟翼逆压梯度可以有效抑制襟翼位置并非最优时出现的流动分离,因而能够用来重新优化缝道参数;襟翼GF对基本构型的影响大致相同,升力系数和俯仰力矩系数增加明显且随GF高度非线性变化,但当其高度合适时阻力系数变化不大;主翼和襟翼同时增加GF时,在线性区域内多段翼型气动性能的变化大致为上述两种单独情形的线性迭加。