大角度斜置激光惯组与里程计组合导航方法

针对激光惯组斜置条件下惯组坐标系相对里程计坐标系是大角度的情况,建立了两坐标系之间的转换关系,推导了里程计输出转换的安装误差补偿模型,在补偿模型基础上给出了安装误差计算公式.以惯组位移与里程计位移之差作为量测值,建立了状态和量测方程,运用Kalman滤波技术实现惯组/里程计组合导航,最后通过跑车试验对提出的惯性/里程计组合导航方法进行了验证,结果表明了该方法的有效性.     

低雷诺数下层流分离的等离子体控制

为有效控制层流分离特性,消除或减弱低雷诺数时小迎角下的升力非线性现象,改善翼型升力特性,并通过翼型的上表面转捩带与油流显示测量对等离子体激励控制机理进行阐述,对厚度为16%椭圆翼型低雷诺数下的气动特性进行了风洞试验研究。在此基础上,在上表面前缘10%弦长处布置激励器,通过压力分布测量观察等离子体激励对层流分离的影响。试验结果表明：当翼型上表面仅发生层流分离时,等离子体激励和转捩带的作用类似,可以有效延迟或者消除后缘层流分离,从而增加升力;当翼型上表面出现层流分离气泡并发生再附现象时,等离子体可以有效减小或者消除层流分离泡的范围,从而减小升力;通过控制层流分离,占空循环等离子体激励可以实现对低雷诺数小迎角下的升力的线性控制。     

Partition method for improvement of piecewise linear model with full envelope covered

Since ambient conditions vary in a wide range within the full flight envelope, the existing piecewise linear model (PLM), which is based on sea-level static condition with use of corrected parameters for other points in the flight envelope, cannot meet the accuracy for replacing the nonlinear model. To obtain more accurate linear models, a method of partitioning the flight envelope over a grid of Mach number and altitude boxes was suggested. Then, a set of linear models for a given operating condition was selected by picking the nearest (Mach number, altitude) box in the flight envelope. Through the selected set of linear models, interpolating for power level based on a weighted sum of corrected rotor speeds can obtain a linear model with acceptable accuracy. Simulation results of different points within the full flight envelope showed that the maximum error between nonlinear model and the existing PLM was more than 50%, while the maximum error between nonlinear model and the improved PLM was within 8%. It is concluded that the improved PLM performs accurately, especially under the non-standard conditions. In addition, the improved PLM can satisfy the real-time requirement better than the existing PLM.      

无人直升机任务规划系统研究与实践

无人直升机任务规划系统对于完成超视距侦察、监控能力和打击是非常重要的.本文分析了无人直升机任务规划系统的的基本体系结构和功能模块,研究了无人直升机任务规划系统的建模技术及其优化算法,并在V750无人直升机上进行了验证.     

ABPSK原理及实现

从理论到实践,比较详细地说明了ABPSK调制的原理及与普通DBPSK调制的关系,给出了具体的实现过程框图,通过计算机模拟给出了若干调制的例子,并给出了相应的图表。     

航空直喷发动机缸内混合气形成的试验

基于航空活塞式基础样机的结构特点,自主研制了单缸低压直喷全透明光学发动机,并利用高速摄影对缸内混合气形成进行试验研究.分析了不同燃烧室形状、燃油启喷时刻以及发动机转速等条件下低压直喷发动机缸内的混合气形成规律.研究结果表明:新设计的偏心碗型活塞顶面能够有效地引导燃油喷雾形成向燃烧室顶部卷吸的运动,从而使得燃油液滴聚集在双侧火花塞附近;燃油喷射时刻对混合气形成影响很大,当进气门开度较小且活塞与上止点距离较为适中时喷射燃油,混合气形成质量最好;进气运动较强烈时,发动机转速提高会加速燃油液滴的蒸发,但同时活塞顶面对喷雾的引导作用被削弱,混合气形成质量变差;当进气运动变弱时,发动机转速提高会增强活塞顶面对油束的作用,即引导作用变强.      

两轮升压式空气动压轴承涡轮冷却器起浮压力计算

通过分析两轮升压式空气动压轴承涡轮冷却器的起浮原理,建立了计算起浮压力的方法.按照该方法编制程序计算了某型涡轮冷却器在不同条件下的起浮压力,计算结果与试验实测数据吻合较好,说明计算方法具有较高准确度.通过计算和分析可以看到涡轮出口背压和轴承预紧对轴承起浮影响较大,背压越低则起浮压力越低;轴承预紧力越大则起浮压力越高.      

Nucleation of β/α Phases in Undercooled Ti-48( at％ )Al Peritectic Alloy

采用电磁悬浮熔炼的深过冷凝固技术实现了Ti-48( at％) Al合金的深过冷,获得的最大过冷度为295K.采用红外测温仪记录实验过程的温度变化数据,OM技术观察不同过冷度下凝固合金的显微组织,结合深过冷凝固过程中的再辉行为分析了该合金的非平衡凝固路径.运用负熵模型、经典形核理论及瞬态形核理论,研究了Ti-48( at％)Al包晶合金中初生相与次生相的形核与过冷度之间的关系.通过对该合金熔体的β(bcc)相和α(hcp)相的临界形核功、稳态形核率、形核孕育时间和瞬态形核率的计算,并结合实验结果对β,α两相的形核进行了综合分析.结果表明,在～10K/s的较低冷速情况下,在整个过冷度(≤295K)范围内B(bcc)相总能作为初生相首先形核.     

基于加权网格的GPS快速静态定位方法

针对野外作业对GPS（全球定位系统）快速静态定位的实际需求提出了一种解决方法,该方法不需要进行数据预处理,只需依据DOP（精度几何因子）与定位误差之间的关系及定位点密度与真值可能位置之间的关系计算加权值,并通过加权网格快速求取GPS静态定位点。实际数据测试表明,该方法计算结果优于平均值结果及单一DOP权值和密度权值结果,该方法具有较高的精度和较强的稳定性,并具有准实时的处理时效。     

单轴双涵压气机试验器调台试验技术

为给8 000 kW以下功率等级的风扇/增压级及压气机提供试验研究平台,自行设计并建成了一台单轴双涵压气机试验器。本文就考核该试验器能否满足设计要求须采用的调试方法进行了系统介绍,对调试过程中遇到的技术问题及解决措施进行了有益探索,并对调试结果进行了分析与评估。调试试验表明,该试验器满足设计要求,具备验收条件。