一种MEMS陀螺标度因数误差补偿方法

高动态、恶劣温度环境下,微小型飞行器(MAV)导航、制导与控制系统关键器件微机电系统(MEMS)陀螺受温度和转速耦合影响,其标度因数误差呈强非线性特点,常规方法无法精确补偿。通过分析MEMS陀螺标度因数误差的产生机理,建立了包含温度和转速非线性因素的标度因数误差模型,提出一种基于径向基(RBF)神经网络的标度因数非线性耦合误差补偿方法,解决了常规补偿方法精度差的问题。标定与补偿实验表明:在-10～+55℃温度范围、-150～+150(°)/s输入转速范围内,采用新方法补偿后MEMS陀螺输出平均精度比多项式拟合方法提高7倍;在-20～+20(°)/s低输入转速的误差强非线性区间内,精度提高近20倍,验证了本文方法的有效性和优越性。     

基于代理模型的二元收扩喷管流道型面优化设计

在二元收扩（2D-CD）喷管设计参数对喷管气动性能影响研究的基础上,以获得尽可能高的喷管推力系数为目标,以喉道宽高比、喉道型面半径比、收敛半角和扩张半角为设计变量,对二元收扩喷管的流道型面进行了优化设计。设计过程中,利用正交试验设计方法确定初始样本点,建立喷管推力系数与设计参数间的Kriging代理模型,采用自适应模拟退火算法（ASA）对代理模型进行分析求解。结果表明,二元收扩喷管的优化型面参数为:喉道宽高比为6,喉道型面半径比为0.3,收敛半角为15°,扩张半角为5.64°,此时最大推力系数为0.97847,流量系数为0.98778.      

带执行装置的压气机系统建模及仿真

针对压气机主动稳定控制对模型的要求,以Moore-Greitzer模型为基础,首先将模型进行空间离散化,用平均分布在压气机周向环面的离散位置点来描述流量扰动,建立了反映压气机周向动态特性的多维状态空间模型;其次以喷气装置作为主动稳定控制系统的执行装置,通过分析加入喷气装置后对流动区域产生的质量和动量影响,同时考虑气流从喷气装置出口到压气机起始平面存在的时间滞后,建立了带执行装置的压气机系统动态模型.以某压气机为例,对压气机失速行为及喷气状态下对失速的抑制作用进行仿真,结果表明:所建立的模型可以反映压气机旋转失速动态过程,通过控制喷气流量能拓展压气机的稳定工作范围,有效抑制压气机失速,模型可用于压气机主动稳定控制系统分析与设计.      

高强太阳光无线能量传输能量供给平台设计

为了满足微小卫星群落编队飞行技术快速发展的需要,设计了一种能量供给平台.该平台中菲涅尔透镜（太阳能聚集装置）收集空间太阳光,并将聚焦光能耦合进光纤束（柔性转向装置）以进行传输和换向.由3个薄透镜组成的透镜组（二次发射装置）将出射光线整合成高强平行光束进行光能传输,将光能以高强太阳光形式无线传输至航天器群落,实现能量供给.该能量供给平台能量收集传输效率可达到70%以上,在提高效率、降低成本方面具有一定的优越性.      

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

吸气式高超声速飞行器内外流同时测力试验

为研究吸气式高超声速飞行器新型测力试验技术的可行性,在马赫数Ma=6、高度H=27km模拟飞行环境下开展了风洞试验。以轴对称吸气式高超声速飞行器无舵翼简化构型为研究对象,通过合理的试验系统设计解决内外流解耦关键技术,采用两个环式六分量天平在同一车次上测量模型内外流气动力载荷。试验结果表明:内外流气动力天平测量数据和全模气动力数据准确反映了内外流解耦、内外流窜流、进气道起动/不起动以及溢流影响等物理现象;从物理上实现了内外流解耦;内流气动力对全机气动性能贡献大;内外流解耦、进气道起动时,气动力数据准确、重复性好;窜流产生的传力属于内力。试验证明,同时测力试验技术可行,为解决内外流气动数据源于不同试验所致的不确定性问题提供了有效手段。     

机场容量利用及流量分配优化策略

为了充分利用机场容量,减少航班延误,需要合理分配进离场流量。以机场容量作为约束,以进离场航班总延误成本最小作为目标,建立进离场流量分配优化模型。构建随延误时间呈超线性增长的延误成本计算公式,引入航班进离场延误成本权重系数作为不同进离场优先级的决策偏好信息。用动态规划法求解模型,并引入最优决策候选集合的概念,缩小计算过程中的搜索量,减少计算时间。算例结果分析表明,方法可以在机场容量约束下得出进离场流量分配的最优策略,使得航班总延误成本最小,并且快速计算可以满足实时决策支持的要求。     

多轮多支柱起落架飞机操纵前轮转弯特性分析

在考虑机体弹性的前提下,采用Fiala轮胎理论,建立了多轮多支柱式起落架飞机全机动力学模型,进行飞机操纵前轮转弯分析。通过仿真,给出了典型前轮操纵角下,各轮胎上的径向及侧向载荷。并以轮胎出现侧滑为临界条件,研究了不同前轮操纵角下允许的飞机最大滑行速度,给出飞机操纵前轮转弯包线。最后研究了飞机180°转弯时重心及轮胎的运动轨迹,得出在保证操纵安全的前提下,飞机可在50 m宽的跑道上实现180°转弯。     

民用飞机静气动弹性载荷计算方法研究

以某大型客机为例,根据气动外形利用有限元软件PANTRAN建立高阶气动面元,利用ZONAIR静气动弹性方法,分析了其弹性载荷,包含气动力系数、过载、迎角,并与刚性载荷进行了对比。此方法合理可靠,可用于民用飞机的弹性载荷设计分析。     

基于响应面法的短距/垂直起降飞机近地面升力损失

建立了短距/垂直起降(S/VTOL)飞机近地面升力损失的流场计算模型.通过数值模拟得出特定升力布局的飞机近地面状态各工况的升力损失.采用响应面法获得了飞机升力损失关于喷管落压比（NPR）、来流速度及飞机高度的2阶响应曲面函数及显著影响飞机升力损失的关键因素.并分析了喷管落压比、来流速度及飞机高度对飞机升力损失的交互影响作用,优化得出给定工况范围内升力损失最小的工作点.研究表明:仅考虑单因素影响时,升力损失随高度、落压比的增大而减小,随来流速度的增大而增大;考虑两因素交互作用时,高度与落压比及来流速度与落压比对升力损失存在交互影响,而高度与来流速度对升力损失无交互影响;优化获得的升力损失最小的工作点是飞机距地面高度为9D（D为喷管直径）、喷飞机高度为3、来流速度为0m/s,此时的升力损失为1.3%.