新型翅片式减涡器减阻特性数值研究

为了降低压气机径向引气过程中的压力损失,在设计出新型翅片单元结构的基础上,研究了新型翅片单元结构对径向引气压力损失的影响规律,对不同转速、新型翅片结构的去旋系统开展了数值研究,得到了不同工况下压气机共转盘腔径向引气的流场结构及压力损失分布曲线。研究结构表明:新型翅片单元结构能够抑制盘腔内气流旋流比,降低引气压力损失;翅片单元通道宽度和高度均存在最佳值使得减涡器减阻效果较好,在优选结构翅片单元通道宽度L=0.78,通道高度R3=0.97的条件下,其减阻效果较简单盘腔模型提高86.5%。高低翅片结构能起到较好的减阻效果,随着单侧翅片高度的升高减阻效果逐渐增强,在本文结构下增加单侧翅片高度L1=0.3时减阻效果最优,且A侧或B侧翅片增加带来的减阻效益相同。一方面,最优高低翅片结构其减阻性能相比于简单盘腔模型、典型翅片式减涡器模型以及翅片单元通道宽度L=0.78,通道高度R3=0.97的结构模型分别提高87.5%,29%,7.8%;另一方面,最优高低翅片结构能够减轻翅片单元的质量,具有较高的工程应用价值。     

多品种变批量产品智能生产线应用框架

为推动智能制造技术在多品种变批量产品生产中的应用,研究了智能生产线的应用框架,提出了智能生产线的应用流程和体系架构,梳理了重点内容和关键技术,对于发展智能制造技术、构建智能生产线和落实智能制造在生产中的应用具有较好的参考价值。     

双机协同无源定位的飞行试验方法研究

分析了基于测向交叉定位的双机协同无源定位原理,构建了误差模型,给出了影响定位误差的因素。并从双机定位基线、目标机进入距离和目标机进入方位三个因素进行了双机协同无源定位误差的仿真。通过基于定位精度要求的试飞剖面设计,给出了两种典型的双机协同无源定位试飞航线,并给出试飞结果评估的方法和流程。     

多品种变批量产品智能制造系统框架

YU Chenglong;HOU Junjie;ZHAO Ying;XU Hao;ZHANG Wei(China Aerospace Academy of Systems Science and Engineering, Beijing 100048, China)     

涡轮冲压组合发动机模态转换多变量控制研究

为解决串联式涡轮冲压组合发动机在涡轮模态与冲压模态转换过程中的推力及流量连续控制问题,在基于EKF的在线发动机实时模型基础上,提出了基于推力控制的串联式涡轮冲压组合发动机控制规律。通过发动机内推力、总空气流量、风扇空气流量、风扇喘振裕度等多参数的闭环控制,实现涡轮冲压组合发动机的稳定模态转换。仿真分析表明,模态转换过程中推力稳态控制误差不超过2.1%,流量稳态控制误差不超过3%,模态转换过程中推力瞬态波动不超过9%,空气流量瞬态波动不超过7.6%。     

弯扭管道引起的旋涡畸变对离心压气机气动性能的影响

为了研究弯扭管道进气产生的旋涡畸变对离心压气机气动性能产生的影响,采用数值模拟及实验的方法进行研究。首先明确了管道出口截面二次流场结构随扭转角度的演化过程,发现随管道扭转角度增大,旋涡结构在孪生涡和偏置涡之间变化;当扭转角度等于90°时,管道出口近似呈现团涡结构。研究表明,与孪生涡相比,近似团涡的旋涡形式对压气机性能的影响更显著。在设计转速下,当近似团涡的旋涡方向与叶轮转动方向相同时,压气机压比和效率的下降量约达25%,并减小了喘振流量;而旋涡方向与叶轮转动方向相反时,压气机性能无明显变化,喘振流量同时增大。通过阐述不同叶高气流旋涡角度、旋涡强度与相对气流角之间的关联关系,发现叶轮进口气流旋涡在不同叶高位置上的旋涡角度和强度改变了叶片前缘相对气流角,进而对进气攻角产生明显作用。     

面向模块化配置生产的大型飞机装配规划与仿真技术

大型飞机装配具有学科领域多、精度要求高、协调产业链广、工作量大等特点,是大型飞机研制周期、质量和成本的决定性环节。目前国内航空企业更多在单点上引入数字化产品定义MBD以及装配仿真等技术,业务仍然采用传统设计制造分离模式,未形成先进的数字化装配工程应用体系。本文对国内外航空企业的数字化装配技术应用现状进行了分析,提出了先进业务管理、数字化制造工程设计、装配仿真验证相融合的集成框架,并对其中的关键技术进行了论述。最后,基于该研究成果构建了装配规划及仿真的工程应用集成环境,并对应用于某大型飞机研制中的工程化效果进行了描述。     

基于马尔科夫链模型的脉动装配线运行状态预测

分析了影响脉动生产线运行的因素和状态预测的必要性,提出了基于马尔科夫链模型的状态预测方法。基于马尔科夫链预测理论,对脉动生产线运行状态划分,确定状态转移矩阵,建立马尔科夫预测模型,并对模型准确性进行验证。     

航天器自主导航状态估计方法研究综述

自主导航是航天器自主运行的核心关键技术。状态估计是实现航天器自主导航的核心手段,是指实时确定航天器在轨位置、速度和姿态等导航参数,是航天器自主导航技术的重点发展方向之一。首先,针对航天器自主导航的实际需求,阐述了研究航天器自主导航状态估计方法的必要性,具体从导航系统可观测性分析、导航滤波算法、导航系统误差补偿3个方面介绍了航天器自主导航状态估计方法的研究现状;然后,分析并总结状态估计方法在航天器自主导航系统中的实际应用;最后,结合理论研究和实际应用,给出了状态估计方法目前存在的主要问题并对其后续发展进行了展望。     

一致性检验方法在导弹多惯组测量中的应用

传感器测量的准确与可靠是减小融合系统不确定性的前提,通过对多传感器一致性的检验,可以确定多传感器之间的测量误差,判断检测系统可靠性的程度。提出了应用概率距离测量对多传感器信息进行一致性检验的方法,并将此方法引入到基于多惯性测量组合的总线式导弹制导控制系统中。实例证明,该方法对于确保和提高测量导弹飞行信息的精度具有良好的效果。