航天员出舱活动地面试验综合复压系统控制技术

为了验证人-舱-服系统的可靠性和安全性,必须在地面做充分的模拟试验。地面试验综合复压系统为航天员的生命安全提供了可靠的试验环境。其中,测控系统采用的PCS7过程控制系统对关键环节均实现了热备冗余,满足试验过程控制要求,可靠地实现了综合复压系统的正常工作和紧急复压自动控制流程,并圆满地完成了人-舱-服联合试验。     

Sum-difference Reduced-dimensional Processing in SAR Image Domain and Statistical Analysis for Ground Moving Target Indication

In this article, a new reduced-dimensional adaptive processing algorithm based on joint pixels sum-difference data for clutter rejection is proposed. The sum-difference data are obtained by orthogonal projection of the joint pixels data of different synthetic aperture radar (SAR) images generated by a multi-satellite radar system. In the sense of statistical expectation, the sum-differ- ence data contain the common and different information of the SAR images. Therefore, the objective of clutter cancellation can be achieved by adaptive processing. Moreover, based on the residual image after clutter rejection, statistical analysis of constant false-alarm rate (CFAR) detection of moving targets is also presented. Simulation results demonstrate the effectiveness and robustness of the proposed algorithm even with heterogeneous clutter and image co-registration error.     

羽流效应地面模拟试验系统关键技术发展

叙述了羽流效应地面模拟试验系统由高空模拟试车台向真空试验系统发展的过程,指出引射原理的局限性和低温冷凝技术的适用性.介绍了应用低温冷凝技术建成的美国CHAFF-4(the collaborative high altitude flow facility-Ⅳ)系统和德国STG(Simulationsanlage für Treibstrahlenin G?ttingen)系统及中国首座大型羽流效应地面模拟试验系统——PES(the plume effects experimental system)系统.采用直接模拟蒙特卡罗DSMC (direct simulation Monte Carlo )方法对PES设备的内置式液氦深冷泵的抽气能力进行了数值模拟研究,结果表明无论有无羽流吸附泵时,2g/s级发动机点火时,内置式液氦深冷泵都能满足发动机出口截面后 ? 4m×5m范围内的背压小于10-3 Pa,羽流吸附泵能有效地阻止压缩波向喷管方向推进.      

聚硅氧硅氮烷胶黏剂耐湿热老化研究

对聚硅氧硅氮烷胶黏剂进行了高温高湿环境条件下的加速老化试验。经过90 d加速老化试验,胶黏剂试样拉剪强度增长了50%以上。在高温高湿条件下,高温对胶黏剂的后固化增强作用和湿度对粘接界面的弱化作用同时存在,但增强作用远大于弱化作用。胶黏剂的90 d加速老化试验结果以及老化机理表明,聚硅氧硅氮烷胶黏剂具有很好的耐高温高湿性能,说明其具有较长的贮存寿命。     

相阵列技术在民机机体气动噪声研究中的应用

麦克风相阵列测量技术是进行民机机体气动噪声研究的主要手段。针对民机机体气动噪声,开展了闭口风洞麦克风相阵列测量技术研究。提出了一种适用于闭口风洞气动噪声测量的阵列优化设计方法,分别设计了适用于民机增升装置、起落架气动噪声测量的阵列。将麦克风相阵列技术应用于某飞机增升装置缩比模型、起落架缩比模型气动噪声闭口风洞试验。研究结果显示：利用侧壁阵列清晰地识别出了增升装置主要气动噪声源,并显示出降噪措施的降噪效果;利用组合阵列,实现了较宽频率范围内起落架气动噪声源探测,识别出了起落架主要气动噪声源。     

航空发动机风车不平衡适航符合性验证

CCAR 25部《运输类飞机适航标准》对航空发动机的持续转动提出明确要求,即航空发动机的持续转动不会危及飞行安全。参考美国联邦航空局（FAA）第25-141号修正案,详细分析了FAR 25.362条款对发动机失效载荷的要求及其适用的符合性验证方法。通过对服役数据进行统计学分析研究了风车不平衡符合性验证条件。结果表明,不平衡量等于1.0与1 h备降时间组合、不平衡量等于1.0与最大不超过3 h备降时间组合可以满足安全性的要求,在此基础上从载荷、强度、耐久性、系统完整性以及人为因素5个方面开展符合性验证。采用完整的飞机模型和发动机模型进行符合性验证是可以接受的。机体结构模型要通过地面振动试验进行校验,发动机模型要通过风扇叶片脱落试验进行校验。     

热环境下结构固有振动特性试验及分析

高超声速飞行器在气动热环境中,其固有频率和振型会受温度升高的影响而发生变化,从而其颤振特性也要发生改变。本文建立了适用于工程应用的飞行器翼面结构热模态试验方法及试验装置,为验证该方法的有效性,针对高超声速飞行器翼面结构特征,设计和制造了钛合金翼面盒段试验件,测试了高温环境翼面热模态。开展了单面加热、双面加热、温度呈梯度分布加热和随时间变化加热等几种加热方式对比试验,试验结果表明,温度升高对结构模态特性影响明显;且该试验方法具有很高的工程实用价值,可应用于飞行器翼面结构热模态试验;同时,建立了试验件有限元模型,开展了热模态分析,对试验结果和分析结果进行了对比分析和讨论,结果具有较高的一致性。     

面向地面无人平台的仿生偏振光定向算法

仿生偏振光定向为地面无人平台提供了一种新型的低成本、小型化定向方式。设计了一种基于微阵列式偏振光栅的仿生光罗盘,实现了一种加权平均的偏振光定向算法,分析了大气偏振模式误差、太阳位置误差、偏振光传感器误差和水平姿态角误差等因素对航向角估计精度的影响。实验结果表明,动态车载条件下定向误差小于0.5°。     

侧风条件下地面涡来源和气动特性的数值研究

为了研究侧风条件下地面涡的涡量源和地面涡的气动特性,选取缩比进气道并对侧风条件下的流场进行了数值模拟。结果表明:90°侧风条件下,尾涡和环境涡量都是地面涡的重要来源,即使不存在环境涡量,尾涡仍然可以单独形成地面涡,尾涡-地面涡流动模型能够很好地解释这一现象。地面涡涡量随来流速度的增加先增大后减小,临界速度比随离地间隙的增大而增大。离地间隙增大一倍,临界速度比增大65%,地面涡涡量峰值减小30%。受到地面涡本身以及流动分离的影响,进气道的总压损失随着来流速度比的减小而增大。