光学遥感卫星在轨星上绝对辐射定标的研究进展

高精度绝对辐射定标是实现光学遥感定量化应用的重要前提。首先简要介绍了绝对辐射定标,接下来系统性地梳理国内外发展现状及发展趋势,重点分析了太阳反射谱段光学遥感卫星在轨星上绝对辐射定标的各种方法,包括遥感器上定标设备、恒星和月球定标、高精度参考交叉定标卫星和同步绝对辐射定标仪等,其中前两类已经在轨实现精度优于2%~5%,后两类计划当中精度优于1%。最后总结发展规律和发展启示,给出高精度光学遥感卫星在轨星上绝对辐射定标发展的几点讨论。     

机翼重量分配方法在轻型飞机中的应用

针对目前飞机初始设计阶段的机翼重量估算公式变量较多,条件限制因素较复杂的情况,提出了一种按照机翼重量分配来估算重量的方法。把机翼重量分配到：承弯结构、承剪结构、分布气动载荷结构、起落架影响结构、前后缘结构、襟副翼机构,燃油影响结构、以及其它附属结构。此方法已经在大型飞机的机翼重量估算上取得了良好的效果。通过与一系列常用机翼重量估算公式的对比分析,并且利用已知的10种轻型飞机完成了算例,结果证明此方法有很强的适应性。     

飞机研制的计量保障探讨

计量保障是飞机研制的重要技术基础,本文分析了飞机研制的计量保障需求,探讨了计量保障工作的思路和要点。     

Ф3．2m风洞活动地板系统研制

目前在风洞中通常采用固定地板和活动地板两种模拟方法开展飞行器地面效应研究,确定地面效应影响量大小。采用固定地板模拟地面时,由于存在地板边界层,不能真实模拟飞机近地飞行状况。采用活动地板模拟地面时,由于活动带运行速度和方向与来流一致,在活动地板表面不存在边界层,可以真实模拟飞机近地飞行状况,提高地面效应试验数据的精准度。介绍了Ф3．2m风洞活动地板系统的研制情况,对活动地板系统的组成、结构形式、主要技术指标等作了简要介绍。YF-16模型试验结果表明：Ф3．2m风洞活动地板试验系统的性能指标达到了设计要求,活动带最大运行速度为60m／s;活动地板和固定地板两种模拟方法获得的地面效应试验结果存在较大差别,差别大小随地板高度和飞机姿态角变化而变化。     

非线性逆在ASTOVL控制系统中的应用

研究了先进短距起飞垂直着陆飞机（ASTOVL）的飞行／推进控制系统的控制律，基于解和掌握气动舵面和推力矢量舵面控制下的飞机数学模型，应用非线性动态逆理论，为ASTOVL飞机从巡航到悬停阶段的飞行，设计了推力矢量控制器和俯仰控制器，以合理地分配飞机上的力和力矩，使得俯仰姿态速度和法向速度的控制在推进系统性能包括线范围内是近似线性和解耦的，最后以ASTOVL飞机悬停阶段的数字仿真曲线为例，证明了所设计的两个控制器是可行的，基本上达到了设计要求。     

可变后缘弯度机翼柔性蒙皮的变形特性分析

应用面元法和有限法建立了柔性蒙皮在气动载荷作用下的流固耦合分析方法。数值仿真结果表明:位于变形后缘上表面的柔性蒙皮在气动载荷作用下将被"吸"成鼓包形状,且这个局部变形对翼型后缘部分的压力分布具有很大影响。在此基础上,研究了柔性蒙皮在气动载荷作用下的变形随其弹性模量、厚度和初始预应变的变化规律。可以得出,柔性蒙皮的变形量随着翼型后缘偏角的增加而先增大后减小,并不是随着后缘偏角的增加而增大;增加蒙皮的厚度可以减少柔性蒙皮的最小弹性模量和最小拉伸刚度,但蒙皮的厚度受限于机翼的结构空间;满足Jacobs形变准则的蒙皮最小拉伸刚度随着蒙皮预应变的增加而降低。     

机翼前缘结冰对大飞机纵向模态特性的影响

结冰导致飞机气动特性恶化,进而影响飞行品质。针对机翼前缘结冰条件下飞机全包线范围飞行品质评估问题,提出了基于自适应拟配初值的等效系统拟配方法,构建了机翼前缘结冰构型,并通过数值模拟得到背景飞机机翼前缘结冰气动数据。建立了飞机系统模型,进行升降舵倍脉冲操纵,进而得到飞机的响应数据。分析数据特征计算了自适应拟配初值,在飞机全包线范围内干净构型及不同结冰严重程度条件下进行了等效系统拟配,获得了纵向短周期飞行模态特性参数,进而得出相应的飞行品质等级。仿真结果表明：结冰会对飞机模态特性造成影响,使得飞行品质降低,严重时可能导致飞行品质发生降级。     

基于接触式压脚的机器人制孔垂直度优化研究

针对传统非接触式法向校正技术在弱刚性薄壁上的不足,在接触式压脚结构的基础上对传统法向校正方案进行了研究,提出一种仅适用于接触式压脚结构的两点校正算法,同时设计了一套基于激光跟踪仪的法向测量系统标定方法。针对弱刚性薄壁受到压脚单向压紧力产生回退对制孔位置精度的影响,提出一种工具中心点（Tool center point, TCP）变位补偿技术,该技术利用激光位移传感器监测壁板回退量,在法向校正前动态调整TCP位置,实现对壁板回退量的实时补偿。搭建试验平台并通过制孔试验验证了接触式法向校正技术与TCP变位补偿技术可有效保证孔的垂直度与孔位精度,实现孔垂直度误差小于0.25°,孔位偏差小于0.4 mm。     

An improved numerical method for constructing Halo/Lissajous orbits in a full solar system model

An improved numerical method that can construct Halo/Lissajous orbits in the vicinity of collinear libration points in a full solar system model is investigated. A full solar system gravitational model in the geocentric rotating coordinate system with a clear presentation of the angular velocity relative to the inertial coordinate system is proposed. An alternative way to determine patch points in the multiple shooting method is provided based on a dynamical analysis with Poincare′sections. By employing the new patch points and sequential quadratic programming, Halo orbits for L_1, L_2, and L_3 points as well as Lissajous orbits for L_1 and L_2 points in the EarthMoon system are generated with the proposed full solar system gravitational model to verify the effectiveness of the proposed method.     

涡桨飞机发展现状及关键气动问题

独特的动力形式赋予了涡桨飞机优越的推进效率和良好的低速机动、起降性能,使得其在军用及民用领域占有重要的地位并得以不断发展,但同时也带来了一系列需要重点关注的设计问题。本文从目前国内外涡桨飞机的发展现状和设计特点出发,提出其面临的主要气动问题。重点针对国内亟待发展的舰载类涡桨飞机起降过程中的失速和操纵问题进行深入研究,剖析了翼面附近流动的分离状态和发展趋势对于失速特性及操纵安全性的影响规律,归纳总结出需要关注的关键约束和设计原则。在此基础上,通过对一组计算实例的分析,给出了机翼空间流场变化特征和宏观气动力之间的内在联系,并深入阐述了三维增升构型与干净构型及其各站位翼剖面的设计关联性。