基于阶跃响应的飞行器单独静、动导数数值求解方法

基于阶跃响应方法,结合刚性动网格技术,对飞行器的单独静、动导数的精细化数值计算进行了研究.以纵向为例,通过给物面施加恒定附加攻角,求解得到阶跃响应运动过程的非定常气动力,求导得到静导数.同样给物面施加恒定的俯仰角速度,并同时强迫物面平动以抵消俯仰转动产生的附加攻角影响,可由非定常气动力求导得到动导数值.分别利用NACA0012翼型和三维SACCON飞翼无人机进行了计算验证,各攻角下的静、动导数值与文献、试验结果吻合得很好,最大误差不超过5%.结论表明:基于阶跃响应的单独静、动导数直接模拟方法计算耗时仅为传统强迫振动方法的21%,效率相对较高,且可推广到横航向的动导数计算,为飞行器的稳定性研究提供参考.      

一种基于历史标校数据的移相值预测方法

地面测控设备在执行测控任务前,需要对和差接收通道的相位差进行标校(简称校相),以满足测角分系统的目标自跟踪要求.针对因标校设备故障而无法进行校相的问题,通过使用数理统计的多元回归分析方法,对积累的历史标校数据进行分析,确定了设备工作的环境温度对跟踪接收机移相值有显著影响.在此基础上,利用滑动窗口多项式拟合方法得到拟合移相值,并与最近一次的标校移相值进行时变加权,可以得到基于历史标校数据的移相值预测方法.仿真试验表明该方法具有较好的预测精度,可将预测移相值作为跟踪接收机参数,提高测控设备应急测控能力.     

一种星敏感器-陀螺组合定姿的实时在轨标定方法

研究了一种星敏感器一陀螺组合定姿方式中的姿态敏感器误差的实时在轨标定方法。首先,选择直观的欧拉角作为姿态描述参数,根据星敏感器和陀螺的测量原理建立星敏感器一陀螺在轨标定的测量方程和状态方程,并以此建立数学模型。其次,采用简单高效的EKF（ExtendedKalmanFilter,扩展卡尔曼滤波）作为估值算法,进行了在轨标定数值仿真。对于航天器姿态定向中出现的姿态角和星敏感器安装角之间的耦合问题,通过在特定姿态通道上施加简单姿态机动实现了解耦。数值结果表明,该实时在轨标定方法,尤其是所提出的姿态角和星敏感器安装角解耦策略,可以实现对航天器姿态的实时精确估计以及对星敏感器安装误差、陀螺常值漂移和相关漂移等误差的实时在轨标定。该方法可用于航天器姿态测量设备的实时在轨标定和航天器姿态的高精度实时确定。     

高空气球太阳能电池标定用太阳跟踪控制技术

高空气球标定的太阳能电池是可被用于地面太阳模拟器和太阳光光强检测的标准电池。首先,给出了由飞行气球搭载的高空太阳能电池标定所使用的太阳跟踪控制系统设计方法,包括基于STM32的太阳跟踪控制系统硬件设计方案、混合自动追踪控制策略、软件开发与实现方法、高空跟踪控制技术问题解决方案以及高空标定试验等。同时,解决了高空气球电池标定用太阳跟踪控制系统在极端环境下高可靠性、连续追踪和防抖动等关键技术问题。试验结果为气球飞行高度32km,平飘时间超过2h,太阳跟踪偏差小于1°。经初步分析,高空太阳跟踪控制系统标定测试结果合理可靠,工作性能稳定,为中国高空气球太阳能电池AM0标定用太阳跟踪控制系统的研究提供了新思路。     

射流伺服阀用放大型超磁致伸缩执行器建模及分析

为提高射流伺服阀的动态性能,设计了采用桥式微位移放大机构的射流伺服阀用放大型超磁致伸缩执行器(AGMA)。建立了计输入位移损失的放大机构模型以及非线性位移输出理论模型,并采用有限元法对所建放大机构模型进行了对比验证,结果表明:放大机构的输入刚度模型最大误差0.78N/μm,放大倍数模型最大误差0.22,放大倍数受输入位移影响较小。最后,试验研究了AGMA的静动态特性,结果显示:控制电流在-0.5A到0.5A缓慢变化时,AGMA输出位移约为78μm;当控制电流从-0.5A跃变到0.5A时,其峰值位移约为71μm,峰值时间约为0.014s,调节时间小于0.1s;当控制电流幅值为0.5A时,其输出位移幅频宽40Hz,谐振频率约为30Hz。     

遥测参数动态分发技术

针对某卫星地面运控系统按需分发遥测参数的要求,提出了一套低成本解决方案.该方案引入遥测参数分发软件,从而化解遥测处理设备和业务系统之间的多对多关系;并基于以配置方式实现对遥测参数的订阅,以模板填写方式实现对输出数据的动态封装,设计出保证数据包可靠传输的机制.在此基础上,对遥测参数分发软件进行了总体设计,给出了主要功能的实现逻辑.软件的运行效果表明,该方案有效实现了多星多方遥测参数的动态分发,降低了系统复杂度.     

基于ANSYS Workbench鸟撞飞机风挡有限元分析

利用ANSYS Workbench三维有限元软件,建立了鸟撞飞机风挡的力学分析模型,形成了一套完整合理的鸟撞飞机动态响应分析方法。其中,对模型建立和约束施加等提出了简便的处理方法,并且进行了比较详细的描述。通过有限元分析模拟计算鸟撞飞机前风挡的动态响应,得出了风挡的应力、位移及其分布规律,并与试验结果进行比较,两者吻合较好,可为新型风挡结构设计提供参考。     

径向槽对涡轮叶间补燃室性能影响的数值研究

为探究径向槽对涡轮叶间补燃室的影响,设计了两种涡轮叶间补燃室模型.用计算流体动力学的方法对涡轮叶间补燃室内流动及燃烧进行数值模拟,数值模拟结果与实验数据基本吻合.涡轮叶间补燃室性能稳定,燃烧效率在97.5%以上,绝对压力损失为5.7%.叶背径向槽会引起气流在叶背发生分离,流场遭严重破坏,叶盆径向槽会减弱分离现象,改善出口径向平均速度分布.叶盆径向槽可提高燃烧效率,降低叶片表面温度,使叶间、出口温度更均匀.叶盆径向槽较叶背径向槽能降低CO、未燃碳氢化合物的排放量,但会引起NO排放量增加.      

一种宽带阵列幅相与互耦误差联合校正算法

宽带数字阵列雷达接收通道中存在随频率变化的幅相误差和互耦误差,会严重影响雷达性能。针对这一问题,提出了一种宽带数字阵列幅相与互耦误差联合校正算法。首先选取通带内多个离散频点,对于每个频点,将幅相误差和互耦误差作为一个整体,采用基于子空间原理的窄带校正算法估计其阵列失真参数,并计算校正矩阵;然后将其组合起来,构成频域离散校正矩阵;最后基于最小二乘准则,设计了宽带有限长脉冲响应(FIR)校正滤波器矩阵。利用该矩阵,可实现通带范围内任意带宽入射信号的校正。计算机仿真实验验证了该算法的有效性。对实测数据的处理结果表明该算法在宽带数字阵列雷达系统中具有实用价值。     

湍流控制屏声学校准及校准精度影响因素

湍流控制屏（TCS）是航空发动机风扇噪声试验必备的试验设施。由于湍流控制屏的作用,风扇前传噪声向远场传播时会产生传递损失。通过对湍流控制屏的声学校准,可以获取湍流控制屏的声学修正量,从而实现对风扇前传噪声的修正。本文结合实际工程应用条件,分析了湍流控制屏重复安装的位置精度、校准声源重复性、稳定性、校准声源位置偏差、温湿度修正等因素对湍流控制屏声学修正量精度的影响;结合上述影响因素,对湍流控制屏160 Hz~40 kHz的声学修正量的特征进行分析,总结工程应用中湍流控制屏高精度声学校准的注意事项,提出湍流控制屏的声学校准应包含测量不确定度。