采用补偿攻角变化的进气道斜板调节系统

研究了将飞机攻角影响引入进气道斜板调节系统的调节规律,仿真结果表明该调节规律使斜板调节系统具有良好的性能,对深入研究综合飞行/推进控制系统具有重要作用。     

一种适用于超跨音叶型的非设计点损失和落后角模型

提出一种适用于双圆弧、多圆弧等超跨音叶型的非设计点损失落后角模型。非设计点损失由设计点损失和非设计点偏离损失两部分组成。非设计点偏离损失是马赫数与冲角的二次函数。设计点落后角采用Ｓｗａｎ与Ｃｒｅｖｌｅｉｎｇ的模型。把上面的模型与流线曲率法程序结合，所获得的总特性、分级特性、流动参数均与实验值吻合良好，可用于工程计算。     

基于标准特征多项式的横侧向飞控系统设计

采用基于标准特征多项式的飞控系统设计方法设计了某型飞机横侧向通道倾斜姿态保持和航向保持控制律,并进行了仿真研究。控制律的设计过程和仿真结果表明,该方法可以确切地给出系统的过渡过程时间和超调量,避免了任意选择初始参数值的盲目性和经验性,大大简化了飞控系统设计的工作量。     

飞机γ角姿态控制系统方案设计及仿真

在简要分析飞机侧向控制系统运动模态基础上,对飞机γ角姿态控制系统结构方案进行设计并进行仿真验证。仿真结果显示,所设计的飞机γ角姿态控制系统结构方案及其控制规律具有良好抗干扰能力,是合理有效的,从而提出对飞行状态变化剧烈的飞机,应采用控制规律调参措施。     

引入姿态误差的中继跟踪预报

航天器的姿态控制误差是客观存在的,由于中继终端跟踪能力有限,在某些情况下,姿态误差会导致跟踪中断,从而造成测控资源的浪费并影响正常执行任务。针对姿态控制误差影响中继跟踪的问题,通过对简化姿态旋转矩阵求导,推导出姿态误差与中继终端框架角和角速度的转换关系,得到引入姿态误差的中继终端跟踪预报模型。利用该模型对某航天器中继跟踪情况进行仿真计算,表明：考虑姿态误差情况下,中继跟踪弧段比无扰动情况要短一些,跟踪时间减少的时段发生在天线方位轴与航天器到中继星连线的夹角较小的时候。     

基于等倾角进动的自旋卫星姿态控制方法

姿态控制是自旋稳定卫星控制的基本任务之一,其控制方法有多种,本文主要针对等倾角法进行研究。首先介绍等倾角法姿态控制的基本原理,然后详细地给出姿态控制前需确定的理论执行角、实际执行次数和时延等控制量的具体计算方法,最后进行了姿态机动仿真控制。仿真结果表明,控制量的计算结果准确,控制过程的预测结果与实际控制过程一致。此方法已在多颗自旋卫星发射中得到应用和验证。     

变冲角下吸力面小翼对压气机叶栅气动性能的影响

为了进一步揭示吸力面小翼对压气机叶栅间隙流动的影响机理,采用数值模拟方法对压气机叶栅加装吸力面小翼控制间隙流动进行研究,着重考察了吸力面小翼在不同来流冲角下(-5°、0°、+3°)对叶栅气动性能的影响。结果显示,负冲角时,吸力面小翼有效降低了叶尖泄漏损失及遏制了压力面分离。随着冲角增加,叶顶最大压差作用区向叶栅上游移动,泄漏涡与通道涡的相互作用增强,吸力面小翼对叶栅气动性能的改善逐渐降低。     

加工工艺对航空发动机燃油喷嘴性能的影响研究

介绍了喷嘴主要构件的技术要求和加工工艺。通过试验得到喷嘴的流量特性、喷雾锥角、索特尔平均直径的分布规律。喷嘴的SMD随供油压力的增大而减小,当压力增大到一定程度时,SMD趋于不变;喷雾锥角基本不随压力的改变而改变。对10个试验喷嘴测量数据的拟合和方差分析结果表明:喷嘴流量与喷口半径的平方、旋流槽截面积成比例。在生产中,可以按小公差加工喷口和旋流槽,流量不足时,可采取加大旋流槽尺寸或增大研磨喷口(尢其是主喷口)的半径的措施,以增大喷雾锥角。     

基于最优解析解的运载火箭大气层外自适应迭代制导方法

随着空间发射任务的多样化和复杂化,为了满足运载火箭的机动性、灵活性以及卫星高精度人轨的要求,需要研究制导精度更高、适应能力更强的自适应制导方法.本文总结了运载火箭大气层外最优轨迹的解析解;基于牛顿迭代法,研究了一种不同于以往迭代制导思想、适用于大姿态角范围的迭代制导方法,并推导了其雅可比矩阵的解析式;最后对该迭代制导方...     

自动铺带中红外加热技术研究

为保证复合材料预浸带始终处于适宜铺放成型的工艺窗口内,自动铺带( ATL)成型过程中需要对预浸带的铺放温度进行精确控制.为适应高速率自动铺放,需要研究新的高效加热及精确控制方法.本文提出高加热效率、高响应速率的红外辐射加热方案.通过对红外热源与预浸带能量传输过程的分析,提出了红外加热过程中各传递系数的计算方法和公式.基...