客机总体方案的综合评价方法

从民用飞机的经济性、环保性、舒适性和适应性出发,运用层次分析法建立多级层次结构,形成民机总体方案的综合竞争力评价模型。给出了民机方案各性能指标的量化方法,将设计准则转化为具体的民机性能指标。引入多人评价机制,提高评价模型各层级权重分布的合理性。应用本文方法对两种大型客机总体方案进行了综合评价,结果表明该方法能明确地识别出竞争力较高的设计方案,且评价结果具有合理性。算例表明该综合评价模型可用于民机总体方案的优选。     

基于概率的运载火箭控制系统设计方法研究

针对传统的控制系统极限偏差设计方法导致运载火箭余量大、总体性能下降的问题,综述了基于概率的控制系统设计方法的国内外研究现状,论述了运载火箭控制系统概率设计的基本思想及设计流程,基于概率密度函数建模理论,建立了通过实际控制指令来控制概率密度函数拟合权值的状态空间,并基于最小二乘方法对状态空间中的参数进行了辨识,进而建立了密度函数成型控制模型,提出了基于最优控制理论的运载火箭控制器设计方法,最后通过仿真验证了理论方法的有效性,为我国运载火箭控制系统的精细化设计提供了理论依据。     

基于自适应非结构嵌套网格的旋翼流场模拟

针对直升机旋翼CFD仿真的复杂性,提出了改进的适合于格心格式求解器的非结构嵌套网格算法。采用自适应网格技术在旋翼流场仿真的整个过程中进行网格的自适应加密和疏化操作,以更好地捕捉桨尖涡等流动细节。对于频繁的自适应过程中产生的大量重复点和无用点,采用了高效的交替数字树算法(Alternating digital tree,ADT)和标记-删除-移动算法(Mark,delete,move,MDM)进行删除,节约了不必要的存储。针对格心格式的求解器,采用了基于梯度的网格间插值方式,简化了网格间数值传递的复杂性,同时不降低求解器的精度。对CaradonnaTung旋翼悬停算例和HLISHAPE 7A旋翼悬停算例进行了模拟验证,计算值与实验值吻合,表明本文建立的方法具有良好的鲁棒性和有效性。最后,与未采用自适应时求解器对桨尖涡的捕捉效果进行了对比,结果表明本文所采用的方法可以明显地提高求解器对桨尖涡的捕捉。     

涡轴发动机发展与技术趋势

首先,对美国20世纪70年代以来各时期涡轴发动机发展规划及其性能演变过程进行了梳理,并分析了不同循环类型及循环参数的选择,进行了性能统计分析。然后,介绍了直升机/发动机一体化设计理论的基础与方法。最后本文提出新一代超低排放涡轴发动机的概念,指出降低总耗油量的同时提高功重比,才能实现超低排放。     

高压气动电磁阀可靠性改进设计

高压气动电磁阀是地面供气系统使用的关键元件,其可靠性直接关系到运载火箭能否正常完成发射流程。本文对高压气动电磁阀的故障模式进行分析,并对其可靠性改进设计、可靠性试验以及可靠性评估等技术进行了介绍,通过一系列可靠性改进设计及验证试验工作,使高压气动电磁阀可靠性有所增长,并在大型飞行试验中得到验证。     

面向空间应用的高精度磁阻磁强计设计及性能测试

文章基于磁阻磁强计的工作原理,提出了高精度磁阻磁强计三分量探头和电子电路设计方案:改进磁强计三分量探头结构,以消除三分量磁畴间的相互干扰所引起的测量误差;采用交流耦合和闭环控制工作模式,以消除磁畴排列紊乱带来的影响,稳定磁强计的工作状态。关键性能指标的测试结果表明,磁阻磁强计在1 Hz点处的频谱噪声达到38 pT/(Hz)~(1/2),其噪声性能显著提高。另外,该磁阻磁强计采用微型化结构设计,便于安装,满足微小卫星的空间磁场探测的需求。     

一种气动式冲击响应谱试验系统的设计与分析

大多数航天器单机产品都要求进行冲击响应谱试验,试验量级普遍为1000g~2000g,甚至超过3000g。对于较大质量(如50 kg以上)产品高量级的冲击试验,振动台、传统的摆锤式或跌落式冲击试验台均很难满足相关要求。文章研究并设计了一套能够进行大质量受试产品高量级冲击响应谱试验的气动冲击试验系统。该系统利用压缩空气瞬间释放膨胀推动质量块加速撞击具有多阶固有频率的谐振板,通过谐振板被激起的响应模拟复杂的衰减正弦波。测试结果表明,系统空载时冲击谱量级达8000g,负载200 kg时可达5000g,时域曲线为振荡衰减波,持续时间小于10 ms。文章提出的气动式冲击响应谱试验系统设计方法可为此类冲击试验系统的设计提供参考和理论依据。     

一种正向乘波前体设计方法初步研究

以定楔角乘波体设计方法为基础,研究了影响高超/超声速乘波体"乘波"的主要因素,给出了前体前缘实际气流压缩角的确定方法及影响因素,可知在相同的来流马赫数和压缩角δ下,随着前缘角θ和气流与前缘夹角α的增加,实际气流偏转角γ减小。据此,基于幂函数进气道前体构形,给出了前缘激波不脱体的限制条件及具体的判定方法,分析了乘波体典型几何特征参数对前缘激波不脱体的影响规律,结果显示在相同的来流马赫数和压缩角度下,增大前缘形状因子n,减小前体的长宽比L/W及增大前缘角均有利于激波不脱体。根据给出的前体几何参数对前缘激波脱体的影响规律曲线,对一种"前体几何外形构造+前缘激波附体条件限制"的正向前体乘波器工程设计方法进行了研究,给出了具体设计流程,并进行了初步的数值仿真验证,表明通过该方法设计的乘波前体流动特征与预期的结果吻合,说明文中所给出的激波附体条件及影响规律是可信的,乘波前体设计方法是可行的。     

空间光学载荷低温部件地面气体保护系统设计

针对空间光学载荷低温部件的特点及其对水汽污染物控制的特殊需求,分析水汽污染物对该类型部件的污染过程及防护方法,制定通过惰性气体正压保护防止水汽污染的技术途径和方案,设计地面无间断气体保护防污染系统,以实现对环境温湿度、保护气体温湿度等环境参数的全过程记录、预警/报警、局部调节等功能。系统测试结果表明,地面气体保护系统能够较好地实现预定设计功能,对该类低温部件的保护具备一定的工程实用价值。     

地面飞行模拟器动力学建模与应用研究

地面飞行模拟器的训练效果主要取决于动力学建模的逼真度和满足正常/特殊情况飞行任务的程度。首先,分析了影响飞机动力学特性和飞行员操作各个因素的相互关系,旨在从任务飞行、故障飞行和特殊环境条件飞行三方面拓展地面飞行模拟器的模拟能力;其次,进行了飞机空中编队、方向舵故障、雨中飞行以及非线性起落架减振支柱的仿真。研究结果表明,拓展地面飞行模拟器的应用范围是实际飞行的需要且技术可行,关注细节的部件建模更是提高地面飞行模拟器逼真度和可信度的关键。