自由返回轨道的P平面参数快速设计方法

针对自由返回轨道求解过程中地心轨道类型变化造成的B平面参数方法计算失败问题,提出一种基于P平面参数的自由返回轨道快速设计方法。首先,基于轨道半通径参数的普适性,给出了不同轨道类型的P平面参数定义,建立了以P平面参数为求解目标量的自由返回轨道求解模型。其次,给出了基于P平面参数的自由返回轨道快速设计方法,在构建的瞬时地月惯性系下,以平面双二体自由返回轨道作为初值,实现了高精度力模型下的自由返回轨道快速求解。对8种构型自由返回轨道的设计结果表明,P平面参数具有类似于B平面参数的大收敛域,且有效解决了轨道类型变化对计算的影响,可直接应用于中国后续月球探测任务轨道设计。     

基于高效数值方法的一种高超声速飞行器外形气动力/热综合优化设计研究

基于所发展的高效气动力/热快速预测方法,建立了适用于高超声速飞行器的综合考虑气动力与气动热特性的外形优化设计技术,并在一种高超声速飞行器外形设计中应用,通过优化设计改变了初始外形纵向静不稳定特性,优化后外形实现了纵向静稳定、大攻角自配平和非驻点表面最大热流下降的设计目标。所发展的方法为适应气动外形快速选型设计需求提供了有效的途径。     

Aeroelastic two-level optimization for preliminary design of wing structures considering robust constraints

An aeroelastic two-level optimization methodology for preliminary design of wing struc- tures is presented, in which the parameters for structural layout and sizes are taken as design vari- ables in the first-level optimization, and robust constraints in conjunction with conventional aeroelastic constraints are considered in the second-level optimization. A low-order panel method is used for aerodynamic analysis in the first-level optimization, and a high-order panel method is employed in the second-level optimization. It is concluded that the design of the abovementioned structural parameters of a wing can be improved using the present method with high efficiency. An improvement is seen in aeroelastic performance of the wing obtained with the present method when compared to the initial wing. Since these optimized structures are obtained after consideration of aerodynamic and structural uncertainties, they are well suited to encounter these uncertainties when they occur in reality.     

大型回流边界层风洞的气动与结构设计

大型边界层风洞是开展风工程研究的必备装备。以浙江大学ZD-1边界层风洞的研制为背景,详细介绍了大型回流边界层风洞气动设计和立式结构设计中的关键问题,在风洞气动设计时采用了收缩比为4∶1的单回路单试验段气动轮廓,在试验段中设置了0．22°的当量扩散角,对拐角导流片外形作了特殊处理,并采用钢结构与混凝土结构相结合的立式结构。流场校验结果表明,大型回流边界层风洞的气动与结构设计能满足设计要求,某些指标甚至达到航空风洞的标准,在试验段中设置扩散角有利于降低轴向静压梯度,立式结构设计对提高试验段气流的水平均匀性有一定的作用,可为今后类似风洞的研制提供参考。     

定向破坏复合材料层合壳体结构铺层的分析与设计

以复合材料层合板为基本材料设计了一种结构新颖的定向破坏复合材料层合壳体结构,在导弹与

该壳体结构的初始接触区域预制缺陷区,导弹发射时以四瓣形式开裂,大幅度提高了导弹的发射效率。利用ANSYS

有限元模拟分析软件,通过强度分析确定了最佳铺层设计方案,单层板厚度为0.2 mm,采用基体本身加强预

置缺陷区的[0°/90°/ ±45°]2S 铺层方式。该种铺层方式的爆破载荷为0.21 MPa,最小顶破载荷为1 kN,完全能够

满足其在工作环境下既能承受一定的压力不漏气又能在较小的顶破载荷下自行破裂的设计要求。

     

弹射筒内筒组件钢球收压及检测工艺

本文对航空火箭弹射座椅弹射筒内筒钢球收压技术要求、难点进行了工艺分析;介绍了钢球收压工艺技术难点、检测方法及注意事项等,在工艺技术研究及设计过程中取得了一定的技术积累,具有良好的借鉴、推广应用意义。     

新型通用飞机机载数据记录仪的研究

分析了国内外通用飞机机载数据记录仪的现状,指出我国现有通用飞机机载数据记录仪所存在的不足之处.同时,根据未来通用飞机的发展,深入研究了新型通用飞机机载数据记录仪的功能、特点需求,并且基于模块化思想,提出了新型通用飞机机载数据记录仪的设计思路,给出了新型通用飞机机载数据记录仪的软硬件体系结构,并对其核心模块的功能进行了详细的阐述.最后,简述了新型通用飞机机载数据记录仪的应用.     

高分辨率电流频率转换电路设计

随着惯性技术的发展,对电流频率转换电路的分辨率要求越来越高,以往常用的I/F转换电路已经不能满足要求,本文在传统电路的基础上结合FPGA和DSP提出了一种电路设计思路来提高分辨率.设计了硬件电路和软件电路.根据大量的试验数据分析,此改进电路在不损失电流频率转换电路线性度和稳定性的精度下,把电路的分辨率提高了一个数量级,解决了高精度电流频率转换电路分辨率低的问题,进一步扩大了电流频率转换电路的使用范围.     

大尺寸复合材料RTM波纹梁设计优化

为了对使用Resin Transfer Molding(RTM)工艺制造的大尺寸复合材料波纹梁进行结构减重设计优化,运用CATIA软件复合材料设计模块对大尺寸波纹梁进行多厚度分区设计,并编制FORTRAN软件二次开发程序对波纹梁铺层角度和顺序进行优化,进行静强度计算,设计并进行波纹梁剪切试验,制造的波纹梁在某型飞机上成功应用并取得了明显的减重效果。     

航空发动机机载健康管理系统设计方法

为解决航空发动机机载健康管理系统正向设计流程不清晰、设计需求不明确、需求设计对应及追溯不规范的问题，在对 比国内外现有健康管理功能架构体系的基础上，结合正向设计中需求捕获、需求分析和功能分配，研究了由上到下的航空发动机 健康管理系统正向设计基本流程，开发了航空发动机健康管理正向设计流程平台，实现了机载功能架构的设计。引入基于模型的 系统工程思想，采用面向对象的工程设计思路，建立功能目标量化、功能描述、模块定义等图形化设计方法，验证了该设计方法在 硬件设计中的可用性。通过研究航空发动机机载健康管理系统设计方法并分析机载功能组成，建立了可扩展的流程平台，基于模 型设计方法建立了可用的硬件设计模型，可为航空发动机机载健康管理系统设计提供参考。