带升力风扇飞翼布局开口机翼气动特性研究

为获得带升力风扇飞翼布局飞机因开口对机翼气动特性的影响规律,对平飞状态下开口机翼的气动特性进行三维气动仿真,分析升力系数、阻力系数和力矩系数随来流速度和迎角变化的特性.结果表明:随着来流速度增大,阻力和力矩呈上升趋势;来流速度一定时,随着迎角加大,升力系数增大,阻力系数先减小后增大;随着迎角增大,力矩系数先减小后增大再减小,且一直产生低头力矩.     

带凸肩叶片的断裂故障分析

某型发动机风扇带凸肩的转子叶片发生断裂故障。断口分析表明其为疲劳裂纹特征,其疲劳源在叶盆侧凸肩工作面下侧靠近叶片前缘位置。根据微观分析结论,建立了风扇叶片三维实体模型,利用有限元方法分析了叶片的振动模态。结果表明：叶片在工作时,由于结构的激振可能发生某些阶次的共振,其应力分布与断口分析结果较一致,初步判断叶片是由于共振而发生了疲劳断裂。     

垂向对称的四陀螺冗余式单轴旋转捷联惯导方法

针对现有惯导正交配置方案在高海况下存在可靠性不高以及导航误差随时间累积快的问题,提出一种四陀螺冗余配置的单轴旋转捷联惯导新方案。通过器件级冗余技术,依据冗余数目等同时可靠性最大,导航特性更优的原则,设计了一种四陀螺圆锥垂向对称配置方案。以此为基础,考虑单轴旋转调制转轴垂直方向上器件误差的优势,提出将冗余配置和单轴旋转调制相结合的冗余式单轴旋转捷联惯导技术,并给出了具体的设计方法和过程。仿真结果表明:惯导系统可靠性较传统无冗余方案提升75%,定位精度较无旋转调制方案提升26%。新方法能够实现可靠性和精度的综合提升,且配置结构体积增加不多,安装方便,工程实现性较强。     

抗辐射模拟CMOS集成电路研究与设计

为研究宇宙辐射环境中航天器里的模拟互补金属氧化物半导体(Complementary Metal Oxide Semiconductor,CMOS)集成电路性能和各种效应,并在辐射效应所产生机制的基础上,从设计和工艺方面提出了模拟CMOS集成电路主要抗辐射加固设计方法.在宇宙环境中,卫星中的模拟CMOS集成电路存在CMOS半导体元器件阈值电压偏离、线性跨导减小、衬底的漏电流增加和转角1/f噪声幅值增加.所以提出了3种对模拟CMOS集成电路进行抗辐射加固的方法:1)抗辐射模拟CMOS集成电路的设计;2)抗辐射集成电路版图设计;3)单晶半导体硅膜(Silicon on Insulator,SOI)抗辐射工艺与加固设计.根据上面的设计方法研制了抗辐射加固模拟CMOS集成电路,可以取得较好的抗辐射效果.     

捷联惯导/里程计组合导航方法

针对车载自主导航需求,基于卡尔曼滤波器,实现捷联惯导与里程计量测信息的组合导航.推导了里程计误差模型,结合捷联惯组误差模型与捷联系统误差模型,建立了捷联惯导/里程计自主组合导航系统误差状态模型.建立了捷联惯导/里程计组合导航量测模型,阐述了估计误差修正方法.采用仿真计算对此方法进行了验证,仿真结果表明:组合导航过程中,初始姿态误差能得到有效估计,姿态误差和位置误差均能控制在一定精度范围内,应用此组合导航方法相对于传统的航位推算方法能得到更高的导航精度,能有效实现自主高精度定位定向.     

一种水下航行体运动参数测量系统的设计

针对航行体水下试验的要求,设计了一种水下航行体运动参数测量系统。从该系统的原理算法、硬件设计和软件设计等方面进行了详细的阐述。该系统以采用硅微传感器的姿态测量系统（以下简称MTi）作为惯性测量组合,导航计算机采集MTi中的加速度计、陀螺和磁力计的原始传感器数据,结合捷联惯导四元数算法更新姿态矩阵,对航行体的姿态、速度、位置进行实时解算并存储解算结果,试验结束后通过上位机对试验数据进行读取。该测量系统多次应用于航行体的水下试验,获得了航行体水下运动参数。经试验验证,该测量系统性能可靠,可以满足水下航行体的运动参数测量的需求。     

“10kPa～12kPa”更宜于写作“10～12kPa”

GB/T1.1—2009《标准化工作导则第1部分:标准的结构和编写》中涉及量和单位时有如下示例:"10kPa~12kPa(不写作10~12 kPa)";"0℃~10℃(不写作0~10℃)"。这里圆括号中的说法不正确。     

捷联惯性导航系统姿态算法研究

用四元数和旋转矢量在捷联惯导系统中表示姿态矩阵,在圆锥运动的条件下,对旋转矢量算法进行了优化。对四元数、旋转矢量优化算法进行了仿真比较。仿真结果表明:等效旋转矢量算法明显优于四元数算法。     

可调动叶风扇技术新进展

变几何喷管可降低风扇出口背压,适应民用发动机涵道比逐渐增大的趋势。但是这种系统存在重量大、紧凑性不足的缺点,为此,旋转合成技术公司提出了可调动叶风扇概念。     

航空发动机新旧叶片疲劳强度对比分析

对航空发动机新旧风扇工作叶片进行疲劳强度对比分析,通过扫频法测定其一阶共振频率,并在一阶共振频率下对叶片进行激振,测试其对应3×107次循环时的高周疲劳极限。采用单样本t检验的方法对试验结果进行统计分析,获得风扇工作叶片新叶片对应95%置信度的疲劳极限为432.38 MPa,旧叶片对应95%置信度的疲劳极限为353.18 MPa,旧叶片的疲劳极限相对于新叶片明显降低。