飞机电网有源电力滤波技术

提出了一种适用于飞机电网的三相四线并联有源电力滤波器来实现电网谐波、无功和不平衡电流的集中补偿。针对飞机电网为独立小容量电源系统,电源内阻抗比较大的特点,选择用改进的交叉矢量算法进行补偿电流基准的检测计算。采用滞环电流控制实现较高频率电源系统的电流瞬时补偿并对直流侧电压进行稳压调节。仿真和实验结果证明,采用本文提出的有源滤波器能对飞机电网电流进行集中净化,具有较好的补偿效果,证实了飞机APF的可行性和正确性。     

TLE预报精度改进及碰撞预警中的应用

双行根数（Two Line Elements,TLE）是目前唯一公开发布且编目最完备的地球轨道空间目标编目数据,由于其根数的特殊性,必须配合SGP4/SDP4 使用导致其预报精度有限. 通过对TLE+SGP4/SDP4预报误差源的分析,利用历史TLE数据生成准观测数据重新进行轨道拟合,针对不同轨道高度和面积质量比情况,确定相应拟合周期,得出了基于弹道系数先验信息有效确定面积质量比的经验方法,对多个独立时段拟合后轨道根数结合数值方法的预报误差进行统计,结果表明,拟合后的TLE根数预报精度与稳定性有很大程度提升. 利用实例对拟合TLE在碰撞预警中的应用进行分析,认为该方法对航天工程中碰撞预警置信度的提高具有重要意义.     

飞机发动机短舱降载轻量化设计方法研究

为了进一步提升发动机短舱的传载效率,通过研究国内外飞机发动机短舱安装及载荷传递路径,同时借鉴、比对了成熟的国内外发动机短舱结构连接形式,以飞机的发动机短舱为研究对象,采用三维数字建模、有限元仿真等分析方法,建立了短舱传递和不传递发动机扭矩的两种结构形式,并对短舱参与传载比例进行了计算分析,最终通过试验验证了轻量化新结构形式的有效性,实现了基于柔性连接结构设计技术的发动机短舱降载轻量化目标,为进一步工业化、批产化提供技术支持。     

飞机自动配电系统建模仿真研究

飞机配电系统的自动化是现代飞机供电系统发展的重要方向。针对目前对飞机自动配电系统建模仿真研究较少的现状,本文建立了完整的飞机自动配电系统仿真模型并进行了仿真研究。以中国国家军用标准(以下简称国军标)飞机供电特性为依据,建立了飞机配电系统中各主要部件以及故障产生模块的数字模型,推导了各部件控制信号的逻辑关系,提出了一种锁定关断控制信号的建模新方法。将所建模型应用于某新型飞机的配电系统中进行仿真,通过对过压、欠压两种故障情况下仿真与实验结果的对比,证明了所建模型能很好实现非正常状态下的保护功能。将所建立的模型略做修改,即可移植到其他飞机配电系统中,可见模型通用性强。     

喷气公务机总体参数和性能统计分析

按照飞机设计的基本原理，通过对现有喷气公务机总体参数和性能数据的统计分析，寻找它们之间可能存在的内在关系，得到了10个经验公式，包括使用空重与起飞重量、燃油重量与起飞重量、着陆重量与起飞重量、机翼面积与起飞重量、机翼面积与使用空重、机身长度与使用空重、内部容积与人重以及推力、巡航速度、后掠角、展弦比等一些组合参数之间的数学关系。另外还得到了推重比、翼载荷等常用参数的取值范围。这些统计结果为公务机概念设计提供了一些有用的数据。     

无人机六自由度简化模型和风扰动处理

在不具备数模混合仿真实验的条件下,本文提出了在模拟计算机上,无人驾驶飞机六自由度非线性全量方程的飞行控制系统动态物理模拟仿真和对阵风扰动处理的方法。飞行控制系统动态物理模拟仿真是在几种特定的状态下进行的,考虑到模拟机上实现的可能,在每个状态计算飞机气动力和气动力矩系数时,冻结高度、速度、质量,使这些系数简化为常数或单变量函数,预先在数字计算机上算好,或者计算好一部分使模拟机上实施简单,少用非线性部件,减少了误差。但在计算阻力时,不冻结速度,考虑速度负反馈。从而实现了对大机动无人机KJ-9C和超低空无人机KJ-9E飞行控制系统的动态物理模拟仿真。     

亚声速飞机外挂物气动载荷和分离轨迹工程估算方法

本文简要介绍了一种计算亚声速飞机外挂物气动载荷和分离轨迹的工程方法。本方法分别采用源汇模型和涡格模型模拟母机的体积效应和法向力效应,采用迭代方法计及母机-外挂物之间的二阶干扰。在气动中心高速所研制的战术导弹气动特性工程计算方法的基础上,以迎角沿弹身轴线和翼片变化的流动条件代替该方法中的均匀来流条件,而建立了非均匀流场中外挂物气动载荷的计算方法。最后采用四阶的 Adams 数值积分方法求解六自由度运动方程而得到外挂物的分离轨迹。与国内外其它计算方法相比,本方法具有适用范围广、迅速、方便、实用等特点。本方法对一系列算例进行了计算,其结果与风洞实验数据具有令人满意的一致性。     

飞行器热防护结构的相似准则问题研究

高速飞行带来的气动热与热防护问题是制约高速飞行器系统提高技术水平和能力的一个主要技术瓶颈。在飞行器结构设计过程中,对飞行器结构进行考核试验必不可少。受风洞设备试验能力限制,试验模型尺寸、来流条件等与实际飞行通常存在较大差异,要在试验中完全模拟实际飞行环境、温度和应力状况无法做到。对飞行器进行缩放处理后进行模型的风洞热结构考核,并通过相似准则获得真实结构的温度/应力分布特性,为飞行器热防护设计提供支撑有着迫切需求。本文通过热传导方程和热弹性动力学方程组,对其中的模型相似参数进行讨论,并根据模型试验边界情况进行了讨论研究。提出了飞行器热防护结构地面考核试验的相似准则,并建立了不同试验类型情况下需要遵循的相似准则条件。该相似准则体系具有较大的灵活度,同时具有很高的实用价值。     

飞机外挂物及其部件同时测力试验技术研究

介绍了气动中心高速所开展飞机外挂物及其部件同时测力试验技术研究的概况,指出了研究的主要技术难点并给出了相应的解决措施。应用该项技术,在1.2m×1.2m风洞中成功进行了××飞机外挂测力试验,获得了该机翼下外挂物及其部件可靠的气动特性。该项试验技术研究的成功及其在型号试验中的应用,拓宽了风洞试验能力,丰富和发展了外挂测力试验技术的内容和手段,具有广阔的应用前景。     

用于冲击/发散双层壁冷却数值模拟的源项法模型

为了避免冷却孔内的网格划分从而减小计算量,将源项法模型应用到冲击加发散双层壁冷却结构的数值模拟中,并分析了网格设置和负能量源离散方式的影响。结果表明：源项法模型能较准确地预测综合冷效的变化趋势;在本文计算范围内,当发散孔入口/出口处面上平均面网格数超过一定量时,数值模拟结果不再随入口/出口处面上网格密度而变化;发散孔热侧壁面附近第一层网格高度对计算结果影响较大,较合适的高度设置是小于或等于0.05倍发散孔直径;固体内负能量源对应源项应均匀地加载在多个体单元上。