旋翼气动提前操纵角研究

为了保证某型直升机操纵系统设计的顺利进行,本文基于国内外相关资料对气动提前操纵角进行了深入的研究,得出该角度主要取决于桨叶挥舞基阶固有频率ωβ1.而ωβ1与挥舞铰外伸量e、桨叶根部弹性约束Kβ和挥舞调节系数Kp密切相关.通过分析e,Kβ和Kp对气动提前操纵角△ψ的影响,推导出计算该角度的具体公式.采用该公式对几个型号进行计算,经校核与验证后,表明本文提供的计算方法可行,能满足工程精度,可应用于工程研究,从而为布置助力器提供理论依据.     

保驾导航的地面测控系统

地面测控系统与嫦娥一号探月卫星关系紧密,它既是卫星的领航者,又是卫星的保护者,在嫦娥一号整个飞行期间,它起到了保驾导航的作用。地面测控系统负责运载火箭发射和嫦娥一号卫星整个飞行任务期间的轨道测量、遥测监视、遥控操作和飞行控制,以及嫦娥一号卫星探测应用期间的任务计划的实施与操作管理,并通过高精度的测定轨道,为地面应用系统科学探测数     

D-最优试验设计在动力调谐陀螺测试中的应用

 为了提高动力调谐陀螺的静态漂移误差测试精度,针对简化静态漂移误差模型,并且考虑陀螺安装角误差的影响,依据D-最优试验设计理论以及正交设计的均匀分散性试验设计思路,设计了一种满足D-最优性质的正交八位置试验方案,并在整个正交空间内采用全局搜索的方法验证了其D-最优性。在相同试验环境下,采用力反馈位置试验法,以全正交空间预测误差平方和最小为评价准则,对该八位置试验方案和国军标GJB1183—91中的八位置试验方案进行比较与评价,试验结果表明该八位置试验方案优于国军标GJB1183—91中八位置试验方案。     

吸附式压气机叶型设计技术研究

以开发能提高叶片负载能力的"吸附式压气机(The aspirated compressor)"叶型设计技术为目标,以某发动机高压压气机的前三级为工程背景,研究了超高负荷的单级吸附式压气机气动方案,初步建立了从子午流道设计、S₁流面基元叶型反问题设计到带附面层吸除S₁流面计算分析的一套设计方法.以单级方案动叶叶尖截面作为设计实例,演示了开发的设计方法能够设计出基本达到设计要求的吸附式压气机叶型.      

电传飞控系统故障诊断专家系统研究

<正>在过去十年间,中国民航机队年均增长速度达到10.95%,截至到2010年底,中国民航共拥有各类运输飞机1 639架(各类运行及备份发动机3 600余台),通用航空器1 010架。民航维修行业规模发展迅速,2010年中国民航维修市场总量达到23.2亿美元,占世界MRO市场的5%,成为全球增长最快的民航维修市场;随着我国民航市场的迅速发展,各航空公司机队规模不断扩大,飞机维修     

CSTS返回舱气动布局研究

乘员空间运输系统CSTS是欧洲正在研发的可执行近地轨道和月球轨道任务的下一代载人航天器。以CSTS返回舱为研究对象,采用正交试验设计思想,布置四因素三水平的正交数值试验,分析返回舱外形的主要几何参数对气动性能的影响规律,优选具有最大升阻比的气动外形。基于优选的外形,讨论质心位置配置对配平升阻比、静稳定性的影响规律,并分析气动性能对质心位置的敏感性,给出CSTS返回舱气动布局设计建议。     

2014空间探测活动概览

2014年,国际空间探测活动十分活跃。欧洲的罗塞塔彗星探测器于8月进入了彗星67P的近距轨道;美国和印度的火星探测器分别于9月进入火星轨道;日本则计划在2014年年底用H-2A火箭发射第2个小行星探测器“隼”-2。     

基于我国深空站三向测量模式的数据精度分析

为了验证我国深空站三向测量模式的正确性,以同步星跟踪试验中的测量数据为基础,建立了站间同步修正算法和三向测量观测模型,通过与同步卫星的精密星历反算测量值比较,得到了测量数据的标定参数,结果表明,我国深空站测控能够实现dm级的测量精度,明显优于“嫦娥二号”测量的水平;同时利用测量数据进行定轨策略分析,最终实现了10 m量级的同步卫星定轨精度.分析结果为“嫦娥三号”探测器实施有效测控提供了依据.     

交会对接任务轨道控制规划设计与实施

针对我国空间交会对接轨道控制规划技术,研究了轨道交会优化、应急轨道控制、安全轨道防护和发射窗口规划等一系列关键问题。设计了全寿命周期交会对接任务轨道控制规划方案,从目标飞行器发射到飞船返回,对轨道控制进行了全程协同、全局优化。设计了相位、高度、圆化度多目标融合控制算法;建立了规划变量对远距离导引终点六自由度的独立控制方程;设计了标称整体规划与动态逐级规划相结合的多模式规划策略;基于导引终点整体调整和局部调整的方式,实现了正常和应急条件下天地导引交接点的动态规划;提出了基于飞行控制过程建模的导引终点精度分析方法,确定了地面导引向自主导引切换的关键判据;建立了多约束交会对接发射窗口模型,构建了多任务多年度发射窗口集合。交会对接轨道控制规划技术成功应用于神舟八号、神舟九号和神舟十号交会对接任务。     

月地返回轨道误差分析和第一次中途修正时机

分析了月地返回飞行过程中的误差因素和量级采用蒙特卡洛法和统计理论,定量分析了月地返回轨道入轨时刻误差、入轨状态误差、入轨控制误差、转移段定轨误差、中途修正控制误差等各种误差对轨道终端参数的影响。给出了月地返回轨道中途修正的计算步骤,然后以预期再入时刻和目标再入点为修正目标,采用微分改正法计算中途修正所需的速度增量。结合误差分析结果和测控条件,给出第一次中途修正时机的建议和一个具体算例,计算结果表明所提中途修正方法和策略可以修正入轨误差、定轨误差和控制误差的影响,使月地返回轨道可以按预期的再入时刻返回预定再入点。