定向耦合器在天线隔离度测试中的应用

飞机机载天线之间可能会因电磁能量互相耦合而产生电磁干扰,天线隔离度测试是验证机载天线布局设计的重要手段之一。根据定向耦合器性能参数定义,通过测量定向耦合器耦合端口和隔离端口的功率值计算出发射天线的净输入功率和接收天线的净输出功率,从而得到天线隔离度。通过机上测试,这种隔离度测试方法简便快捷、稳定可靠,试验结果准确有效。     

基于小波分析和时间序列理论的陀螺仪随机漂移建模研究

综合分析了已有的对陀螺随机漂移建模的各种方法,在分析其各自的优缺点的基础上,考虑到运算的快速性及模型的准确性,这里提出了综合运用小波分析和时间序列理论对陀螺仪随机漂移进行建模的方法,并通过M atlab仿真实验,分析肯定了该方法的有效性和实用性。     

复合材料自动铺带技术研究(Ⅱ)——柱面上沿"自然路径"铺带的压辊坐标生成

根据可展曲面上“自然路径”与测地线等价原理,应用沿弧长展开方法,研究了柱面上“自然路径”轨迹生成、铺带头轨迹坐标和姿态坐标计算模型与方法,讨论了简单边界的处理原则与方法,为实现柱面自动铺带CAD/CAM提供了依据。     

复合材料RTM十字形接头力学性能研究

针对某型飞机复合材料扰流板接头,选取典型十字连接区为研究对象,研究4点弯载荷作用下采用树脂传递模塑(Resin transfer moulding,RTM)成型工艺的十字接头典型件的极限承载能力,分析其损伤破坏模式,为复合材料RTM接头的设计强度分析提供参考.论文通过典型细节件4点弯曲试验,测量了其极限承载能力,获得了...     

基于层次分析法FDM工艺中分层方案的决策

在分析分层方案对阶梯效应、支撑结构、制作效率、变形等影响的基础上,提出采用层次分析法和模糊综合评判相结合的方法对加工零件的分层方案进行决策。通过对鼠标零件加工方案的验证,证明该方法有效地避免了决策的主观性,增加了决策的科学性,提高了原型件的制作质量和效率。     

综合化航空电子系统可信软件技术

航空电子系统要求航空任务的执行具有确定性、可预测和可控性。深入分析综合化航空电子系统软件安全性、可靠性、完整性和实时性需求,提出了综合化航空电子系统软件可信性的定义。首次将可信计算引入到综合化航空电子系统中,建立综合化航空电子系统可信软件体系结构,在此基础上,提出软件可信运行环境构建方法和可靠性增强技术。这些技术能够保障综合化航空电子系统的可预测性,对保证飞机任务的执行及其安全具有重要的作用,为研制适合于中国大飞机的综合化航空电子系统可信软件奠定基础。     

Chang'E-1 Lunar Mission:An Overview and Primary Science Results

Chang'E-1 is the first lunar mission in China, which was successfully launched on Oct. 24th, 2007. It was guided to crash on the Moon on March 1, 2009, at 52.36oE, 1.50oS, in the north of Mare Fecunditatis. The total mission lasted 495 days, exceeding the designed life-span about four months. 1.37 Terabytes raw data was received from Chang'E-1. It was then processed into 4 Terabytes science data at different levels. A series of science results have been achieved by analyzing and applicating these data, especially "global image of the Moon of China's first lunar exploration mission'. Four scientific goals of Chang'E-1 have been achieved. It provides abundant materials for the research of lunar sciences and cosmochemistry. Meanwhile these results will serve for China's future lunar missions.      

基于天基雷达的空间目标轨道预测

根据天基雷达获取的空间目标位置和速度参数, 研究了计算空间目标轨道根数的方法, 以实现对空间目标的初定轨. 分析了雷达坐标系下对目标的观测误差给协议天球坐标系下的目标参数估计带来的影响. 提出了空间二体相遇问题的一种解决方案. 利用已知的空间站轨道, 仿真分析了空间目标在一周之内和空间站的相遇情况, 同时给出了目标轨道预测的误差分析.      

目标飞行器交会对接轨道的设计和控制

根据目标飞行器轨道高度和追踪飞行器入轨轨道高度,给出了目标飞行器交会对接轨道初始相位的设计方法。针对目标飞行器交会对接轨道控制要求,建立了共面相位计算模型以及轨道相位、高度和圆化度的多目标参数求解模型。基于定轨误差、轨道控制误差和轨道预报误差的调相时间分析,制定了目标飞行器调相控制策略。仿真计算表明,实现的目标飞行器交会对接轨道满足要求,验证了调相控制量优化原则的正确性,并对标称共面与虚拟共面的共面时刻和共面相位进行了比较。所提出的计算模型、控制策略和分析方法适用于目标飞行器交会对接轨道设计和控制实施。     

旋翼/平尾气动干扰对直升机配平特性的影响分析

旋翼/平尾气动干扰建模是直升机全机配平模型和飞行动力学模型的核心内容。常规全机配平模型主要通过旋翼下洗流或诱导速度等方式间接考虑旋翼对平尾的气动干扰作用,但未充分考虑旋翼对平尾非定常气动干扰产生的非线性气动载荷,因而仍难于准确体现旋翼/平尾气动干扰对全机配平特性的影响。为此本文基于非定常面元/黏性涡粒子法,通过在平尾面元中增加由旋翼和平尾尾迹时变干扰产生的非定常压力项,建立旋翼/平尾气动干扰模型,直接计算平尾非线性气动载荷,并耦合基于GA/LM混合优化的直升机全机配平方法,构建旋翼/平尾气动干扰作用下的直升机全机配平特性分析方法。通过计算UH-60A直升机的旋翼操纵量和机体姿态,并与试验测试值对比验证本文方法的准确性。通过与基于诱导速度考虑旋翼/平尾气动干扰的直升机配平结果比较表明,后者难于体现直升机低速纵向操纵量和机体俯仰角突增现象,而本文方法能较好地体现直升机低速纵向操纵量和机体俯仰角突增,且与OH-6A、EH-101等试验测量的特性一致。研究不同平尾构型对旋翼/平尾气动干扰下直升机全机配平特性的影响,分析表明低平尾产生较大的低速纵向操纵量突增,而高平尾则增加高速纵向操纵量;前置平尾产生较大的低速纵向操纵量突增,右旋直升机的右置平尾有利于减小低速纵向操纵量突增和机体俯仰角。