超声速进气道与发动机的匹配

以某二元混压式超声速进气道的流场数值计算结果为基础，得到超声速进气道主要内特性能参数与其进出口边界条件和几何结构参数之间的解析关系，此解析关系即为进气道的数学模型。根据此数学模型，研究了进气道与发动机之间的共同工作规律，并通过数值仿真分析了进气道二级斜板角度对进气道与发动机共同工作点的影响。     

双频激光干涉仪在SMART-CNC曲面磨床几何误差参数辨识中的实验研究

在对SMART-CNC磨床几何误差建模及对某双频激光干涉仪工作原理分析的基础上,针对该磨床的误差参数辨识进行了实际测量中的应用,并以检测结果作为数控机床误差补偿的前提进行几何误差补偿。     

螺旋桨气流斜吹对飞行影响的分析

简要论述了螺旋桨气流斜吹的理论，重点分析了螺旋桨气流斜吹对飞行的影响。最后结论飞行实例，进一步分析了螺旋桨气流斜吹给飞行带来的偏差。结果表明，飞机在大迎角或大侧滑角下飞行时，螺旋桨气流斜吹使同产生了附加的拉力力矩和侧力力矩，对飞机俯仰和方向平衡有明显影响，给飞行员的操纵带来不利影响。所以，在分析螺旋桨副作用对飞行的影响时，必须考虑螺旋桨气流斜吹的作用。     

涡流发生器在二元亚音扩压器角落流动控制中的应用

本文介绍了在最佳扩压规律的二元单边凹壁亚音扩压壁面上气流接近于分离,而角落区域气流有倒流的情况下,采用适当结构参数的叶片式涡流发生器消除角落区域气流分离和改善扩压壁面流动以达到提高扩压器压力恢复系数,减小出口截面流场畸变和动态总压脉动的试验研究结果.文章分析了叶片式涡流发生器主要结构参数对扩压器性能的影响.     

基于改进UKF的组合导航系统航向角估计方法研究

为满足运载体长航时、高精度的导航需求,解决系统可观测性弱导致的航向角易发散的问题,提出了一种基于MEMS非线性组合导航系统的用于提高航向角估计精度的算法。通过采用单天线GNSS航向角作为量测量进行航向约束,解决了MEMS-SINS/GNSS姿态估计中航向角可观测性弱、估计值收敛差的问题;通过转弯判断规则和常规无迹卡尔曼滤波改进算法,抑制了偏流角对系统估计精度的影响。仿真结果表明,该算法有效地抑制了航向角估计精度差的问题,水平姿态精度达到0.01°,航向角精度达到0.1°,提高了系统的导航精度及可靠性。     

无人机进气道设计中的隐身技术

无人机在现代战争中发挥着越来越大的作用,但也呈现出易受攻击和易被摧毁的弱点,因此迫切需要采取有效的措施来提高无人机在复杂战场环境中的生存能力.阐述了进气道隐身设计对无人机隐身的重要性,并从进气道气动隐身设计和吸波材料在进气道隐身中的应用方面对改善无人机的隐身性能进行了详细分析.     

用最优估计法从飞行试验数据估计飞机迎角及测量误差

本文采用最优估计方法——信息平方根滤波和平滑算法,利用飞行数据对J-7原型机安装的92/BJ311型风标式迎角传感器的迎角测量误差进行了估计,给出了飞行迎角的校准公式。状态估计系统方程采用六自由度非线性方程。飞行动作采用推拉机动方法.飞行试验结果与风洞值进行了比较分析,证明飞行试验获得的误差修正系数和零偏误差是合理的。     

基于变导叶调节的涡扇发动机加速过程优化控制

提出了一种利用变导叶调节,基于可行序列二次规划算法的涡扇发动机加速过程优化控制方法,研究发现,通过在发动机加速过程中对压缩部件导叶角度的适应性调节,可以优化压气机和风扇在过渡态的空气流量,使得燃油在满足各方面约束条件下以最大可能的速度增加,从而提升了发动机加速性能.最后,与常规两变量加速过程优化方法进行了对比研究:在相同目标函数和约束条件下,分别进行了两控制量(主燃油和尾喷管喉道面积)、增加风扇导叶调节或压气机变导叶的三控制量的加速优化控制仿真,结果表明,所提出的方法在优化过程中可以使得燃油最大可能速率高于常规方法,且发现压气机导叶角在优化过程的作用优于风扇导叶角,优化后的工作点加速路径紧贴喘振裕度限制边界,且各个约束严格在可行域范围内,3种方案的加速时间分别为5.5,4.9s和4.5s.     

基于新型音轮的涡桨发动机桨距-相角-转速一体化测量研究

为了有效解决多传感器安装的困难和音轮转子不平衡问题,研究了一种基于新型音轮的涡桨发动机桨距-相角-转速一体化测量方法,提出带有多个常规齿和一组对称标志斜齿的新型音轮结构,经过信号处理模块把传感器波形调理成方波,分析方波边沿时刻就能获取螺旋桨的桨距、相角和转速。通过COMSOL数值仿真研究了不同音轮结构对电压波形及测量精度的影响,设计了涡桨发动机桨距-相角-转速一体化测量试验台。试验结果表明,在非极端齿位差角范围内,桨距和相角的误差曲线呈现很好的线性特性,经过线性补偿修正后,桨距、相角和转速测量精度可以分别控制在±0.7%,±0.05%和±0.027%,可以满足涡桨发动机控制精度需求。     

空间飞行器大角度机动控制律设计

研究了空间飞行器大角度机动控制问题。为避免欧拉角描述姿态运动存在奇异性的问题，由姿态四元数建立姿态运动方程。针对飞行器姿态运动模型的非线性和不确定性，利用模糊逻辑系统对不确定性函数进行逼近，将获得的模糊函数作为系统不确定性界函数。对模糊逼近所带来的误差以及外部干扰项，采用变结构补偿控制方法，并在线自适应调整参数。理论分析和仿真研究表明此方法具有姿态控制精度高，实时计算量小，便于工程实现等优点。