航天器受迫绕飞构型设计与控制

针对航天器在轨服务任务对绕飞技术的要求,研究了航天器受迫绕飞构型设计和控制问题。基于C-W(Clohessy-Wiltshire)方程的解析解,提出了双水滴拼接绕飞构型,并将单脉冲或双脉冲受迫绕飞延展至多脉冲绕飞构型设计;推导了伴随航天器初始状态变量与绕飞构型形状参数的关系,得到了4种构型的解析表达式和脉冲控制策略。通过数值仿真算例验证了设计的4种绕飞构型能够实现伴随航天器的慢速绕飞和快速绕飞,比较了不同绕飞构型的燃料消耗和绕飞距离误差。数值结果表明,双水滴拼接绕飞构型总脉冲最小。研究成果完善了航天器受迫绕飞构型设计与控制的相关理论,为工程应用提供参考。     

基于摄动能量匹配条件的椭圆参考轨道伴飞构型设计

针对.J2摄动下椭圆参考轨道的稳定伴飞问题,提出了.J2摄动下的能量匹配条件,给出了迹向相对速度和径向相对位置的迭代设计方法,并设计了一种新的椭圆参考轨道伴飞构型.在此基础上,利用J2摄动下的能量匹配条件给出了计算伴飞初始相对状态的方法,并基于拉格朗日乘子法给出了位置保持脉冲的解析表达式,以获得形成稳定伴飞的初始相对状态和位置保持脉冲.仿真表明满足摄动能量匹配条件能形成稳定的伴飞构型,采用新的伴飞构型及其设计方法能明显减小分离距离的设计偏差.     

直升机前飞空中共振稳定性和各自由度相互作用研究

直升机在前飞状态下的稳定性研究比悬停时复杂得多。主要针对直升机前飞状态下的空中共振的稳定性加以研究,建立了旋翼和机体的结构模型、气动力模型和平衡方程组;计算和分析了某些典型情况的特征值、特征向量和各自由度之间的相互作用。在方程组的周期系数处理以及前飞时的相关参数对直升机空中共振稳定性的影响等方面进行了研究。从分析各个自由度间的相互作用入手揭示了直升机空中共振的物理本质及影响因素。     

两种有翼飞行器高超声速动态气动特性的对比实验研究

采用模型自由飞技术在脉冲型高超声速风洞中测量了两种类航天飞机外形模型的腐爷阻尼导数，两种模型具有十分接近的外形特征尺寸和投影面积，但机身和机翼的剖面则片此各不相同，实验在名义马赫数M∞＝6.4条件下进行，同一名义实验条件下的重复实验显示一致的运动形态和接近的动导数测量结果。气动参数辨识采用最大似然法，对风沿实验准定常试验时间中模型的平面运动以线性气动参数模型辨识得到它们的俯3仰阻尼导数。结果提产两种外形有差异的模型呈现迥然不同的动态气动特性：带OMS舱的航天飞机仿真模型具有动态稳定性，而简化外形的类航天飞机模型则为动不稳定，虽然对导致这种极大差异的直接物理原因还有待深入研究，但实验揭示了动稳定性对模型外形细节的敏感性。     

波音公司DCAC／MRM计划

论述了美国波音商用飞机公司如何在实现产品全部数字化基础上,进一步采用90年代新技术）──产品数据管理,在公司内全面展开飞机构形定义和控制及制造资源管理（DCAC／MRM）的庞大计划,说明了此计划的主要内容、工作原理和执行步骤,涉及到单源产品数据仓库、飞机构形定义和控制及精简作业流等。通过这一计划,真正实施并行工程,把市场需求和公司内的生产制造紧密地统一管理起来,极大地提高了企业的整体效益。     

用模型自由飞试验预测K8飞机的失速／尾旋特性

中国飞行试验研究院利用Ｋ８模型自由飞试验,成功地预测了Ｋ８收音机的失速／尾旋特性。通过对不同重心状态进行模拟试验,获得了大量的试验数据及试验曲线,为Ｋ８收音机的失速／尾旋试验的飞行安全和有效的试验提供了重要依据。同时也为自由飞试验与飞机飞行试验以及风洞相关性研究积累了宝贵的数据。     

有翼飞行器高超声速动导数的风洞自由飞测量

对具有典型意义的有翼航天飞行器模型在力学所JF－8A脉冲型高超声速风洞中M＝6．26，M＝7．91和M＝9．29条件下进行了模型自由飞实验。由记录的运动经最大似然法作参数辨识后得到它们的俯仰阻尼导数。实验结果显示，在实验范围内模型具有动态稳定性，同一名义实验条件下的重复性实验呈一致的运动规律并具有接近的动导数测量结果。实验范围内马赫数的变化（从6．26到7．91）以及模型质心位置的轴向移动）从0．50到0．60）没有导致俯仰阻尼系数的明显变化，其量值在－1．5附近。而马赫数9．29时阻尼值变小，其主要原因可能是由雷诺数的变化所引起。此外，考虑恢复力矩的非线性影响后，辨识结果有所改善。     

短距起飞/垂直降落飞机外流场特性研究

为探索和研究短距起飞/垂直降落(STOVL)飞机,在垂直降落状态时的外流场特性和热燃气再吸入等飞推一体化关键问题,对STOVL飞机F-35B进行了飞机机身重构和网格划分,利用Fluent软件完成了F-35B外流场的三维数值模拟。研究了垂直降落状态下飞机不同离地高度和不同喷管面积下的热燃气再吸入问题。同时,给出了进气道入口截面、地面和机身的温度分布,直观说明了其升力系统方案的外流场技术特点。结果表明:为防止热燃气再吸入,应合理选择升力风扇喷口与主发动机喷口的面积相对值,并结合实际所需升力比,尽量减小两个喷口的面积比。     

剪刀式尾桨前飞状态气动噪声特性计算

基于计算流体力学（CFD）建立了适用于剪刀式尾桨的流场计算模型,采用嵌套网格方法模拟尾桨运动,采用双时间方法进行时间推进。针对不同的尾桨构型,采用高效配平策略“差量法”将剪刀式尾桨配平至相同负载状态。在此基础上,采用Ffowcs Williams-Hawkings（FW-H）方程计算剪刀式尾桨的气动噪声特性。应用该方法对不同前飞速度下剪刀式尾桨的气动力和噪声进行计算分析,着重研究了剪刀角和轴向间距两个重要构型参数的影响。计算结果表明:剪刀角对剪刀式尾桨气动力和气动噪声特性均有重要影响,而轴向间距在合理的变化范围内,对尾桨影响较小。与常规尾桨相比,前飞状态下剪刀式尾桨的噪声指向性变化较小,但噪声幅值变化显著。      

Mach-Zehnder型光滤波器滤波性能改善的研究

介绍了Mach-Zehnder型光滤波器的结构,分析了其功率传输特性,针对该型光滤波器功率传输带宽较窄、锐截止特性较差的特点,提出了一种在Mach-Zehnder光滤波器波导短臂上插入光环形腔的改进型新结构方案.理论分析表明,该改进型Mach-Zehnder光滤波器功率传输带宽较宽,锐截止特性较好,可望在超密集波分复用(UDWDM)光纤通信的复用/去复用技术中得到应用.