再入飞行器制导与总体参数的一体化设计

研究高超声速再入飞行器制导/总体参数一体化设计问题.论述飞行器总体设计中气动特性、姿控能力、防隔热水平、伺服能力、质量、结构强度、战标等总体参数对制导的影响,指出高超声速再入飞行器外形及制导的特点决定了在概念设计、方案设计阶段就需要考虑制导需求.以某飞行试验为背景,开展制导总体方案论证,协调飞行器总体参数与制导方案,给出高超声速再入飞行器制导/总体参数一体化设计的途径,为再入飞行器的工程研制提供思路.     

一种装配体模型的离散量化与相似性分析方法

装配体模型相似性分析作为产品信息重用领域的重点问题而得到广泛关注,目前一些方法利用图论的相关知识,能够实现结构信息的发掘但通常较为复杂,也有一些方法从向量集合的角度入手以获得更好的计算效率,但忽略了零件间的连接关系。针对这些方法的优势与不足,提出了一种基于结构离散的装配体模型信息量化方法,将装配体结构信息融入向量化描述符中,并建立相应的索引结构与相似性度量方法。该方法首先提取装配体中结构特征形成连接图,并将装配体分解为若干个相互连接的零件构成的结构单元;然后,利用结构-形状距离函数对各个结构单元进行量化表征,以此为基础构建基于高维向量的装配体描述符;最后,基于词袋（BOW）模型和超球体软分配策略建立倒排索引与过滤机制,通过求解查询装配体模型与库模型间的最优匹配,最终实现装配体模型的相似性分析。     

耦合POD重构舰面流场的直升机舰面起降数值模拟

为解决舰面非定常流场数据量过大的问题,采用本征正交分解(POD)方法对舰面流场进行重构,发展了一种耦合POD重构流场的直升机舰面起降数值模拟方法。首先采用计算流体力学(CFD)方法计算舰面非定常流场,获得离散数据样本;然后提取流场的POD模态,并截取能够捕捉到原流场主要特征的少量模态对原流场进行重构;最后建立耦合重构舰面流场的直升机高阶飞行动力学模型。以直升机返航进场为例进行数值模拟,并将计算得到的操纵量和飞行状态与飞行试验结果进行对比。结果表明:使用POD方法重构后的舰面流场数据约为原始样本数据的8.5%,且重构流场与原始流场吻合良好,POD方法能够解决舰面非定常流场数据量过大的问题。与飞行试验数据的对比表明,本文方法捕捉到了舰面非定常流场对直升机的影响,可用于直升机舰面起降研究。     

基于激光测振仪分离装置测量方法研究

针对目前采用的高速摄像测量方法存在误差较大与操作困难问题,提出了一种基于激光测振仪的新型测量方法,可以有效提高分离装置试验测量精度,为后续分离装置机构精确设计奠定基础。     

低成本飞行试验平台的FADS技术研究

在国内首次利用成熟的低成本火箭弹平台,开展超声速(马赫数>3)飞行试验的嵌入式大气数据传感系统技术研究。针对嵌入式大气数据传感系统的求解算法,测量系统和误差影响等关键技术问题,建立基于神经网络技术的求解算法和设计飞行试验方案,并完成飞行试验和数据分析研究。研究结果表明基于神经网络技术的求解算法具有较好的鲁棒性和较高的求解精度。测量结果与雷达测量结果基本吻合,验证了算法设计;测量结果相对于雷达测量结果,静压平均相对误差约为5.2%,最大相对误差18.8%;马赫数平均相对误差4.2%,最大相对误差14.9%。攻角和侧滑角的测量结果与理论弹道结果变化趋势接近。研究结果可为相关飞行试验技术研究提供参考。     

利用气动力的大气制动过程中近心点高度控制

针对大气制动轨道转移过程中出现的近心点下降问题,给出了一种利用气动力实现近心点高度控制的方法.设计了以倾侧角为控制变量的大气内飞行控制律,并参考相关星际探测任务进行了仿真验证.通过改变倾侧角调整气动力在高度方向上的分量来实现对制动轨道近心点高度的控制,并根据当前近心点高度与预定近心点高度自动调整反馈增益.在整个大气制动过程中本方法无需燃料消耗即可有效地限制近心点下降并最终减少下降量,同时使飞行过程中的最大动压和最大热流密度逐渐降低,保证了航天器的安全.      

GMA椭圆油膜轴承性能实验

为研究超磁致伸缩驱动器（GMA）椭圆油膜轴承性能,搭建了三自由度可控椭圆轴承实验装置,利用GMA动态控制了椭圆轴承所支撑转子的轴心轨迹,观察了椭圆轴承油膜形成和破裂过程,考察了轴径转速、进油压力、偏心率等参数对椭圆轴承油膜气穴位置的影响。实验结果表明:椭圆轴承动态气穴内存在润滑油丝,逆着旋转油流方向移动;随着转速升高或者偏心率增加,椭圆轴承圆周方向油膜破裂边提前;随着转速增加或者进油压力减少,椭圆轴承气穴位置逆着轴向油流方向移动。利用GMA合理控制椭圆轴承短轴油膜间隙,可以更好的抑制转子系统的工频振动。研究结果可为椭圆油膜轴承的稳定性提供参考。      

考虑部件不确定性的发动机性能裕度设计方法

针对部件不确定性影响整机性能达标的问题,以混合排气涡扇发动机为对象,利用总体性能参数对部件参数的敏感性系数矩阵,结合和方根原理,建立了考虑部件参数不确定性的航空发动机性能裕度设计方法。在此基础上研究了总体性能参数达标的置信度、部件参数达标的置信度对航空发动机性能裕度设计结果的影响规律。结果表明：各部件参数的置信度决定了发动机总体参数的置信度。部件参数满足设计目标的置信度越高,总体性能参数的裕度需求越小;总体性能参数满足设计要求的置信度越高,则其裕度需求越大。对于80%的总体性能参数置信度,对应不同部件参数置信度,推力的裕度需求为1.44%～5.25%,耗油率的裕度需求为-1.60%～-6.61%。相关结论为航空发动机性能稳健设计提供了理论依据。     

空气/煤油燃气发生器技术研究

介绍了某动力装置采用空气/煤油燃气发生器的研究情况。为了实现某动力装置的燃料无毒化,研制了空气/煤油燃气发生器,并完成与涡轮的联动试验,试验结果表明燃气发生器性能满足动力装置要求。该燃气发生器采用电火花点火,具备富燃(余氧系数α<0.3)和富氧(余氧系数α>4.5)双模式工作能力,两种模式下均实现了轴功率输出。此外,燃气发生器还能在两模式间连续切换,且不熄火。这为满足功率需求提供了第三种工作模式。该模式也实现了轴功率输出。     

星载环形天线结构及其应用综述

环形可展开天线是星载大口径、超大口径可展开天线的理想结构形式,受到越来越多的重视和应用。目前,已经有Astromesh系列环形天线、Harris环形天线、EGS环形天线、双层桁架环形天线以及锥形桁架环形天线等多种展开形式的环形天线。不同展开形式研究主要集中在高收纳和高刚度问题,以实现环形天线的大口径和高型面精度。环形天线已经发射在轨有11个,其中10个成功展开并投入使用。随着航天技术发展对星载大口径天线需求的日益增长,环形天线具有广阔的应用前景。