极限信号计算机试飞方法研究

介绍了极限信号计算机在试飞中遇到的问题及其解决办法,以最大允许M数为例,讲述了如何采用合理的技术手段来满足告警条件,以及告警精度的计算方法,重点介绍了最小二乘曲线拟合在本次试飞数据处理中的应用.     

雷神自动化系统实施RVSM过程分析和改进措施

引言 2007年11月22日零时起中国民航在全国范围内实施缩小垂直间隔（RVSM）空中交通管制运行标准。为达到RVSM的冲突告警功能要求,空管自动化系统首先要满足以下四项基本技术要求：     

先进战斗机过失速机动大气数据融合估计方法

可控的过失速机动是先进战斗机超机动性能的重要标志,飞机飞行包线的扩大已超出传统的大气数据系统测量范围,可靠的迎角、侧滑角、总压、静压等飞行大气数据是制约先进战斗机过失速机动中飞行控制的关键因素。以中国推力矢量验证机为对象,基于过失速机动飞行试验的数据,开展大气参数估计与验证研究。结合过失速机动的时间与空间特性,研究了基于风速、地速、空速矢量和惯性姿态、导航参数的大气参数融合计算方法;针对过失速大迎角状态下飞机周围气流非定常、模型非线性导致的融合大气参数误差的复杂特性,进一步构建深度神经网络,对机动状态融合迎角、侧滑角的强非线性误差进行拟合。仿真和飞行试验表明：该方法可在大迎角飞行状态下实现主要大气参数的融合估计,过失速机动过程中融合迎角误差优于2.3°,融合得到的大气参数可为过失速大迎角机动飞行控制提供可靠的大气参数状态反馈。     

连续变迎角试验数据自适应分段拟合滤波方法

针对常用的阶梯变迎角数据处理方法处理连续变迎角试验数据时,不能去除低频振动分量的问题,基于试验数据中的近似对称、局部线性等特点,提出一种将数据进行分段二项式拟合的处理方法,并详细论述其基本原理,重点介绍基于方差极小值动态确定数据分段长度的方法。基于测试信号的实验结果表明所提方法可将低频分量信号滤除近70%,有效提高数据处理精度。经标模试验测试验证,所提方法可成功应用于某些试验。      

大迎角下鸭翼涡与边条涡的干扰特性

 在风洞测力、水洞染色线和激光片光实验的基础上 ,对翼身组合体鸭翼边条翼布局大迎角涡系干扰机理进行了分析和探讨 ,揭示了该布局增升的机理。鸭翼涡位于机翼内侧 ,其与边条涡的相互诱导致使边条涡向外翼偏折 ,既改善了外翼的流态 ,又使机翼前缘涡量卷入边条涡 ,增强了边条涡的强度 ,从而延迟其破裂。两方面的共同作用 ,提高了主翼的涡升力 ,起到增升作用。     

电子干扰与抗干扰设备

文章论述了现代战争中电子干扰和抗干扰的手段和方法，介绍了电子战设备的技术现状和应用情况。     

大攻角非对称涡特性及消除侧向力和力矩方法

本文提出了一个消除非对称力的头部外形方案。通过风洞实验,论证了方案是有效和稳定的。实验发现由对称涡向非对称涡的转变有一个不稳定区,建议用动态测力,得到与激光蒸汽屏流场相一致的结果,并研究其相互关系。     

粗糙带起始位置对旋成体绕流过临界雷诺数模拟效果的影响

使用低速闭口风洞,对头部带有确定人工扰动的尖拱型旋成体,在模型两侧θ=±52.5°粘贴条状粗糙带的条件下,粗糙带的轴向起始位置在x/d=0.75之前变化,固定迎角为40°,在雷诺数ReD=0.67～9.4×105变化范围内,通过表面测压研究粗糙带起始位置对模拟过临界Re数下旋成体绕流的影响.结果表明大迎角下,人工转捩带的轴向起始位置会影响到头部部分截面的压力分布,但对后体的影响很小.粗糙带的起始位置越靠后,所受影响的轴向位置越远.通过分析得出粗糙带起始位置与受影响的轴向位置x/D之间的关系曲线,由此确定模拟过临界雷诺数下流动时合适的粗糙带起始位置.     

浅析DVOR 4000设备故障一例

本文通过对阿尔卡特DVOR 4000模块MSG—C由于锂电池电压过低引起的故障的分析，总结了锂电池故障诊断的具体方法及设备恢复步骤。     

三角翼大迎角绕流特性数值模拟的网格处理技术研究

研究网格对三角翼大迎角绕流特性数值模拟的影响.结果表明,网格的生成需要结合流动现象,对网格拓扑结构和网格点分布进行选择与搭配.C-H型网格适宜模拟尖前缘分离涡流态,法向网格在一定范围内应等距增长,沿流向逆压梯度较大的区域内适当增加网格点,尾迹区网格则应做上翘处理.Euler方程具有模拟三角翼旋涡及预测涡破裂特性的能力,但对二次涡等粘性引起的流动细节把握能力不足.利用层流假设的N-S方程,通过合适的网格,也可得到满意的计算结果,但对涡破裂后的强烈非定常湍流流动模拟能力不足.采用旋涡螺旋度可准确反映主涡与二次涡流动,描述旋涡的破裂现象.用轴向速度迅速减小并小于来流速度的点作为涡破裂判据似应更合理.