基于Φ函数的等熵膨胀过程数学模型

为了解决航空发动机总体性能计算中,主要的等熵膨胀过程数学模型中存在理想状态值的计算,使计算结果与实际值相比产生一定误差的问题.从过程效率定义式入手,推导出基于Φ函数的等熵膨胀过程数学模型.与基于熵的等熵膨胀过程数学模型以及带理想状态值计算的等熵膨胀过程数学模型的计算结果进行比较与分析之后,得出结论是：①基于Φ函数的等熵膨胀过程数学模型的应用可使计算精度得到提高;②基于Φ函数的等熵膨胀过程数学模型的应用较为简便,可以提高编程效率和计算效率.     

基于过渡过程安排的PID控制器设计

分析了过渡过程安排法对PID控制的影响,提出了一种基于过渡过程安排法的PID控制器设计的新方法。针对航天器太阳电池板热真空试验,搭建温度控制系统,进行物理仿真实验。实验表明,该方法能够实现快速无超调控制,控制器参数选取方便,适应性、鲁棒性得到增强。     

加力式双转子混合排气涡扇发动机全状态数学建模技术

根据部件法建立了加力式双转子混合排气涡扇发动机全包线稳态数学模型.基于该模型,利用容积动力学原理,建立了起动数学模型.将该原理扩展到慢车状态以上,建立了包括起动、加减速、开关加力、停车等完整过程的全状态动态数学模型.以此为基础,给出了加力式双转子混合排气涡扇发动机在飞行包线内的高度特性.根据加力式双转子混合排气涡扇发动机原理,设计了简单的起动调节规律、加减速调节规律、加力调节规律及停车调节规律;计算了海平面标准大气条件下的从起动、加减速、开关加力、停车的完整动态过程.理论分析与仿真结果表明:该建模方法能够正确完成加力式双转子混合排气涡扇发动机的全包线的稳态计算和全状态动态计算,准确反映了该发动机在整个飞行包线内的全部工作过程.      

空间环境模拟试验设备研制项目进度管理研究

文章对空间环境模拟试验设备研制过程中的进度管理进行研究,结合实际工程经验,对工作分解结构、里程碑计划管理及网络计划技术等项目管理方法在空间环境模拟试验设备研制进度管理中的应用作了初步探讨,介绍了项目管理方法在的进度管理上的具体应用。     

航天元器件关键工艺的统计过程控制方法

文章以统计过程控制（SPC）中的均值—标准差（X—R）控制图理论方法为基础,以宇航元器件关键工序中的集成电路键合拉力强度为研究对象,提出宇航元器件关键工序进行SPC的必要性,并提出以（X—R）控制图作为质量工具对宇航元器件关键工艺进行质量监控的方法,计算出该关键工艺的过程能力指数。     

浅议邦达至拉萨航线的放行工作

高原机场由于其特殊的地理环境导致了特殊的恶劣的气象环境,使得航空公司对此类航线的运行控制难度很大。本文通过对邦达-拉萨航线上天气、跑道道面、航行通告等方面的分析,阐述邦达-拉萨这条特殊的高原-高原航线的运行特点和运行控制的难点。     

基于坐标关联法的榫连接结构优化设计

为解决结构优化设计过程中由于几何尺寸干涉而导致的优化过程中断问题,提出并建立一种适于优化设计的结构建模方法——坐标关联法.将该方法应用于航空发动机榫连接结构的优化设计,整个优化过程顺畅,连续完成几何建模790次,未出现由于几何尺寸改变而发生的结构模型无法生成的问题.优化设计结果表明:优化前后的榫连接结构形状虽然变化不大,但最大应力点——榫槽喉部最大应力降幅达19.1%,应力水平降低明显,且结构造型符合工程要求.      

基于虚拟控制面约束的机匣类零件工序模型建立方法

在多岛屿特征机匣类零件的数控加工中,建立准确的加工工序模型是实现该类零件智能加工的关键技术。为了获得多岛屿特征机匣类零件准确的加工工序模型,提出了一种基于虚拟控制面约束的机匣类零件工序模型建立方法。首先,根据多岛屿特征机匣类零件的加工特征对建模过程中虚拟控制面约束的引入进行了分析,并结合虚拟控制面约束思想给出了拉格朗日超限插值的建模理论;然后,结合机匣类零件的几何特征确定了虚拟控制面的分布位置和几何形状的计算方法,在此基础上根据虚拟控制面建模理论构造了中间变形曲面,依据切削深度约束确定了工序模型,并对其进行了轨迹规划;最后,在一类多岛屿特征的机匣零件上对算法进行了验证,结果表明,本文方法能够根据机匣零件加工特征分布情况有效地控制工序模型的几何形状,避免了同时处理多个加工特征所导致的工序曲面过早趋于复杂现象,为多岛屿特征机匣类零件的数控加工提供有效的工序模型,一定程度上降低了该类零件数控加工的工艺规划难度。     

The classical Laplace plane as a stable disposal orbit for geostationary satellites

The classical Laplace plane is a frozen orbit, or equilibrium solution for the averaged dynamics arising from Earth oblateness and lunisolar gravitational perturbations. The pole of the orbital plane of uncontrolled GEO satellites regress around the pole of the Laplace plane at nearly constant inclination and rate. In accordance with Friesen et al. (1993), we show how this stable plane can be used as a robust long-term disposal orbit. The current graveyard regions for end-of-life retirement of GEO payloads, which is several hundred kilometers above GEO depending on the spacecraft characteristics, cannot contain the newly discovered high area-to-mass ratio debris population. Such objects are highly susceptible to the effects of solar radiation pressure exhibiting dramatic variations in eccentricity and inclination over short periods of time. The Laplace plane graveyard, on the contrary, would trap this debris and would not allow these objects to rain down through GEO. Since placing a satellite in this inclined orbit can be expensive, we discuss some alternative disposal schemes that have acceptable cost-to-benefit ratios.     

可压缩平板边界层转捩的大涡模拟

入口利用层流速度型叠加二维和三维Tollmien-Schliting(T-S)波,应用动态亚格子模型、预处理技术以及高精度算法,采用大涡模拟(Large eddy simulation,LES)数值计算方法,对可压缩平板边界层空间模式的转捩机理及其拟序结构进行了研究。计算结果展示了T-S波经历线性、非线性发展阶段破碎形成发卡涡,最终演化成具有4个涡环的涡链结构的整个过程,并揭示了发卡涡涡腿并非完整对称及低速条带在涡环产生的位置不连续的现象,探讨了主流向涡与壁面相互作用诱导生成次流向涡的机理。