一种组合的8PSK差分前向频率估计

考察2种差分前向估计器(DFE)在8PSK系统载波恢复中的性能:基于8 th Power算法的DFE将噪声放大了18dB,恶化了估计性能,但该算法稳健性好;基于模π/4算法的DFE在复高斯噪声的情况下求模运算引入了错误相位点,若能纠正这些错误相位点,则该算法估计精度高。综合2种算法的优点,提出一种组合式的频率估计方案。仿真结果表明,该方案有效纠正了模π/4算法求模运算引入的错误相位点,估计精度高,估计结果稳定可靠。     

双合成射流前体非对称涡控制技术及模型自由飞实验验证

为推进前体非对称涡流动控制方法在飞行器大迎角飞行控制方面的应用,提出并发展了一种基于双合成射流的前体非对称涡控制技术。研发了一套机载型双合成射流控制装置及模型自由飞验证机,通过风洞半自由飞及模型自由飞实验,验证了利用前体非对称涡控制技术实现尾旋改出和大迎角姿态控制的可行性;同时,依靠飞行测控系统和机载压力测量系统,实现飞行器姿态及前体表面压力的同步测量,可对前体非对称涡控制效能进行有效评估。风洞半自由飞实验结果表明：在60°迎角下,双合成射流可有效控制前体非对称涡相对位置,产生偏航力矩,实现大迎角航向操纵。在模型自由飞实验中,该技术可在常规方向舵失效的迎角下实现尾旋改出,可控尾旋角速度达到173 （°）/s;依靠该技术,验证机可在大迎角飞行时进行快速偏航操控,由控制输入到偏航角速度改变的时滞小于0.5 s。     

直升机的“四道风景线”

在汶川的抗震救灾中,直升机发挥了很大的作用,也引起了很多读者的兴趣,不少读者来信寻问直升机的相关知识。总体来说,直升机还是一个非常复杂的航空器,用一句话两句话很难概括所有直升机的性能和特点。但是从外观上看,现役所有的直升机还是有很多共同特点的。下面我们就从外形上来观察直升机,欣赏一下直升机的四道风景线。第一道风景:胖瘦不一说机身直升机的机身和运输机的机身有一个明显的不同,这就是直升机的旋翼要安装在直升机的机身顶部,发动机和传动系统     

赛斯纳162:轻型运动飞机的“制空者”

轻型运动类飞机(LSA)是填补超轻型飞机和高档两座单发活塞飞机之间空白的新型通用飞机,其兼顾了超轻型飞机和高档两座单发活塞飞机的优点,具有超轻型飞机的低价格、高性价比和高档两座单发活塞飞机的良好综合性能。不但克服了超轻型飞机过于简单,性能相对较低,安全性、可靠性和使用性差等缺点,同时也     

飞机起落架防滑刹车系统鲁棒故障诊断方法

根据飞机着陆和滑跑过程中飞机起落架系统的作用,将其划分为缓冲系统和防滑刹车系统两部分。在分别建立这两部分的数学模型的基础上,以干扰抑制为目标,进行鲁棒控制和观测器设计。国产某型飞机起落架防滑刹车系统残差仿真分析表明,采用这种鲁棒故障检测观测器方法,即使系统存在较大干扰,也可以给出故障的鲁棒诊断。     

飞机起落架气动噪声特性仿真与试验

 对某型飞机前起落架的气动噪声特性进行了数值仿真分析和声学风洞试验研究。在典型飞机着陆速度下,采用分离涡(DES)方法模拟起落架周围非定常湍流流场,通过涡声理论计算声源的强度和位置,并利用FW-H(Ffowcs-Williams/Hawkings)方程积分外推法求解出不同部件及其组合件产生的声场,分析其噪声的产生机制、频谱特性及远场指向特性,同时评估各部件对总噪声的贡献量。在声学风洞中对轮胎和轮叉组合件进行气动声学试验,借助麦克风测量获得了噪声的频谱特性。基于部件固体表面积分计算的仿真结果与试验结果在声学远场条件下吻合较好。仿真结果表明:起落架气动噪声是钝体绕流噪声和空腔噪声的叠加,呈现宽频噪声的特性。强度最大的声源主要分布在起落架各部件的固体表面;轮胎噪声对总噪声的贡献最大,其次是轮叉噪声,支柱噪声对总噪声贡献最小。各部件噪声和总噪声均具有偶极子声源的辐射特性。空间可穿透积分面计算的声压级结果比固体表面计算的声压级结果大5 dB左右。该研究结果为低噪声起落架设计提供了一定的参考。     

乘波前体两侧高超声速内收缩进气道一体化设计

为了探索两侧进气系统的流场结构及气动性能,采用吻切锥乘波前体、压升规律可控的一种高超声速内收缩进气道设计了两侧进气布局的高超声速飞行器一体化进气系统,并进行了数值模拟,研究了进气系统的流场结构、速度特性、攻角特性以及侧滑角特性等。结果表明,设计点前体外流场和进气道内流场相互独立,接力点前体前缘激波和进气道前缘激波相互耦合。由于未吞入前体附面层,因而进气道内激波附面层相互作用较弱,没有产生分离;随来流马赫数增大,进气道总压恢复系数减小,增压比增大显著,升阻比几乎不变;随攻角增大,流量系数增大明显,总压恢复系数略有减小,增压比增大明显,升阻比逐渐增大;随侧滑角增大,进气道总体性能逐渐减小,迎风侧进气道性能下降较小,背风侧进气道性能下降明显。     

碳纤维环氧预浸料前热处理及储放老化对复材力学性能的影响

基于DSC测试数据,采用非模型拟合动力学方法 Flynn-Wall-Ozawa(FWO)对碳纤维环氧预浸料的固化过程进行研究,并将试验结果与模型预测进行对比。结果表明,采用FWO法能很好地预测预浸料的固化行为。同时,结合热隔膜成型工艺特点,将预浸料分别置于80℃和室温中进行分段处理,将经不同预处理的预浸料采用相同的固化工艺制作成复合材料板并进行力学测试。结果显示,随着80℃预加热时间的延长,层合板剪切强度逐渐降低,试样厚度增加,弯曲模量略微低,弯曲强度出现小幅度波动。室温老化结果表明,随着老化时间的延长,层合板的层间剪切性能和弯曲性能都存在小的波动,但无明显规律。     

基于点集合并的修正Hough变换TBD算法

在低信噪比条件下,基于Hough变换的检测前跟踪算法是进行强杂波背景下目标航迹检测的一种手段。本文针对Hough变换后一个目标产生多条可能航迹以及航迹内可能存在杂波点的问题,提出了一种基于能量最大点和点集合并的修正Hough变换检测前跟踪算法。该算法利用量测点时序、能量信息及目标速度先验信息对Hough变换后点迹进行关联和剔除,能够有效的对目标原始航迹进行回溯。针对高斯噪声背景下的飞行目标,仿真结果表明该算法能够对微弱目标进行有效检测,在目标数目、杂波密度、信噪比发生变化的条件下仍能保持较高的检测概率。     

相阵列技术在民机机体气动噪声研究中的应用

麦克风相阵列测量技术是进行民机机体气动噪声研究的主要手段。针对民机机体气动噪声,开展了闭口风洞麦克风相阵列测量技术研究。提出了一种适用于闭口风洞气动噪声测量的阵列优化设计方法,分别设计了适用于民机增升装置、起落架气动噪声测量的阵列。将麦克风相阵列技术应用于某飞机增升装置缩比模型、起落架缩比模型气动噪声闭口风洞试验。研究结果显示：利用侧壁阵列清晰地识别出了增升装置主要气动噪声源,并显示出降噪措施的降噪效果;利用组合阵列,实现了较宽频率范围内起落架气动噪声源探测,识别出了起落架主要气动噪声源。