滑动弧等离子体强化燃烧技术在航空发动机中的研究进展

滑动弧等离子体强化燃烧技术是一种新型的强化燃烧技术。从航空发动机燃烧室点熄火边界拓宽的需求出发,阐述了滑动弧强化燃烧的基本原理,分析了滑动弧等离子体通过化学效应和热效应2个方面强化燃烧的作用机制,介绍了滑动弧等离子体强化燃烧技术应用于航空发动机的潜在优势。从放电特性、数值仿真、强迫雾化和强化燃烧4个方面,分析了滑动弧强化燃烧的研究现状。针对滑动弧等离子体强化航空发动机燃烧技术的技术特点,给出了3种自由轨道式3维旋转滑动弧强化燃烧方案和1种固定轨道式滑动弧强化燃烧方案。以燃油喷嘴和文氏管放电方案为例,给出了旋转滑动弧强化燃烧的试验验证结果。对滑动弧等离子体强化燃烧技术在航空发动机上的实际应用进行了总结和展望。     

大型环形可展开天线型面高精度测试方法研究

天线反射器型面精度是衡量、评价天线质量的重要指标之一,天线型面精度的高低将直接影响天线的电性能指标。大型环形可展开天线型面精度测试,目前多采用高精度工业数字化摄影测量技术进行,在使用高精度数字化摄影测量系统对大型环形可展开天线开展型面测试过程中,系统测量精度主要受摄影基准选用、测量距离、测量靶标大小、测量角度、测量拍照数量、相机参数等多项工艺参数影响。就如何使用数字化摄影测量系统对大型环形可展开天线开展高精度型面测试方法开展研究,通过对高精度长基准尺的设计及布局研究,以及对摄影测量系统最优匹配工艺参数研究及验证,得到一种针对大型环形可展开天线开展高精度型面测试的方法。试验证明,该方法可靠有效,能够满足大型环形可展开天线开展型面高精度测试的测量需求。     

高速大攻角Re数效应试验与分析

采用两个尺度不同的某战斗机模型,在2.4m高速风洞中进行了大攻角Re数效应试验研究。试验攻角范围为0°~70°,基于前机身端部当量直径的ReD=0.42×106~2.27×106。试验结果表明,Re数对大攻角试验数据影响明显;表面微几何效应、M数同样对大攻角气动特性也有一定影响;模型头部贴“八”字形粗糙带可以减弱Re数的影响,却不能获得高Re数下的试验结果。     

轻小型SAR卫星平飞模式设计

对于轻小型合成孔径雷达(SAR)卫星在轨使用时对重点区域多目标观测效能提升的需求,提出轻小型SAR卫星平飞模式设计方法。介绍了卫星平飞模式设计方法,提出载荷平面相控阵天线距离维大角度扫描能力设计;针对区域多目标,提出条件触发方式目标决策策略,以及星上雷达工作参数计算策略;基于建立的目标决策和任务规划模型,分别针对卫星左侧视、在侧视、平飞、左右机动侧视等4种工作模式下进行多目标观测效能评估仿真分析。结果表明:相比于卫星斜飞模式下,平飞模式目标观测效能可提升至41%;相比于卫星左右机动侧视模式下,平飞模式目标观测效能可提升至73%。因此,设计的卫星平飞模式可有效提升面向区域多目标的观测效能。     

Ti-15-3超塑性研究

Ti-15V-3Cr-3Sn-3Al合金是一种在航空航天工业领域具有广泛应用前景的亚稳定β型钛合金。本文用恒应变速率法进行实验,测试Ti-15-3板材的超塑性,为超塑成形提供参考依据。     

机床线性轴多自由度运动误差在线测量方法

激光多自由度误差测量方法常被用于测量机床运动误差。半导体激光器由于体积小、成本低等优点,常被作为激光多自由度误差测量系统的光源。但是,大气扰动和测量系统的变形将导致半导体激光器的出射光束产生漂移,影响测量系统的稳定性。同时,由于半导体激光器的发光特点,其光斑常为椭圆形,从而制约了以半导体激光器为光源的激光多自由度误差测量系统的测量精度。因此,提出了基于双反射镜的光束漂移自动抑制方法,对半导体激光的光束漂移进行实时测量和补偿;同时提出了光束整形方法,在不加入其他光学元件的同时,修正半导体激光器的光斑形貌。在此基础上,设计并搭建了半导体激光多自由度运动误差测量系统。通过试验可得,测量系统水平直线度误差信号、竖直直线度误差信号、偏摆角误差信号和俯仰角误差信号的稳定性由光束漂移抑制前的6.9μm、6.7μm、5.4arcsec和4.6arcsec提高到光束漂移抑制后的5.5μm、2.5μm、1.3arcsec和1.7arcsec;直线度误差测量精度优于1.9μm,角度误差测量精度优于1.6arcsec。     

圆柱共形缝隙阵列的相位补偿方法研究

对圆柱共形缝隙阵列的相位补偿方法进行了研究。首先根据对偶原理,给出了任意方向放置的缝隙单元的远场计算公式。然后根据叠加原理推导出圆柱共形缝隙阵列的远区场计算公式,并通过相位补偿方法使共形阵列的电磁特性接近于平面阵列。最后对9×9圆柱共形缝隙阵列、其对应的平面阵列以及相位补偿后阵列的远区场实际算例进行验证分析。结果表明,通过相位补偿可以对共形阵列的电磁特性进行改善。     

基于北斗卫星的纳秒级全球授时系统

北斗三号系统的基础服务可以为全球用户提供精度优于20ns的信号,更高精度的时间同步应用,需要如GNSS共视、全视、PPP或卫星双向时频传递等专用方法,成本高,并且需要专业维护,只适合小范围应用。在研究了各种高精度时间比对技术的基础上,基于国家授时中心的标准时间UTC(NTSC),提出了基于北斗卫星实时共视、实时全视和实时PPP多种技术互补融合的纳秒级全球授时方法。结合时延绝对标定与分段标定组合的设备时延标定,以及振荡器动态驯服等技术,建立了标准时间远程复现系统,由服务端和用户端两部分组成。服务端由国家授时中心维护,用户仅需要安装一台标准时间复现设备,并通过互联网或北斗短报文信道自动持续从服务端获取服务数据,即可在本地恢复出溯源至标准时间UTC(NTSC)的时间频率信号。系统可为全球用户提供与UTC(NTSC)偏差小于5ns的1PPS信号,以及万秒频率稳定度优于5×10^-13、相对频偏小于5×10^-14的10MHz信号,授时A类不确定度优于2ns。目前已经为多个行业提供服务。     

空间机器人抓捕碰撞分析与轨迹规划镇定控制

针对空间机器人抓捕目标过程中产生的碰撞冲击问题,分析了抓捕瞬态碰撞对机器人系统产生的影响,提出了一种控制力矩能量消耗少、对卫星平台基座扰动小的镇定控制方法,实现了对抓捕目标后组合体系统的镇定控制。首先,利用Kane方法建立了抓捕后的目标-机械臂-卫星平台组合体动力学模型;其次,利用ADAMS软件分析了瞬态碰撞冲击对空间机器人系统的影响,为后续镇定控制策略的设计提供初始仿真参数;采用四次多项式实现了机械臂关节空间轨迹的参数化,设定了基于控制力矩能量与基座扰动的加权目标函数,利用差分进化算法(DE)求解得到满足控制力矩能量消耗小、平台基座扰动少的机械臂关节空间轨迹。最后,利用七自由度空间机器人的数值仿真,验证了所提出方法的有效性。     

TSTO运载器一级返场轨迹优化设计与在线生成

对水平起降两级入轨（TSTO）运载器一子级返场轨迹优化和轨迹在线生成问题进行了研究。首先，给出了较独特的一子级再入轨迹设计策略：先给定侧向剖面，再分段优化求解三维轨迹。针对返场过程的大幅转向需求，设计了形式简单的倾侧角-航向角偏差剖面，并定义了具有不同任务的航向转弯段和航向微调段；针对一子级宽速域气动变化显著特点，为避免轨迹跳跃，定义了增高减速段和下降滑翔段，并采用分段优化策略求解三维轨迹。其次，针对分离扰动造成的一子级初始状态偏差，扩展了自适应高维伪谱插值（AMPI）算法的参数空间，并将其应用于返场轨迹在线生成问题。仿真结果表明，设计的倾侧角剖面能够在倾侧角不翻转的前提下调整飞行航向对准着陆场，设计的分段优化策略能够保证高度曲线平稳无跳跃，采用的自适应高维伪谱插值算法能够在分离扰动影响下快速准确地实现在线轨迹生成。