翼型外形高气动效率/低可探测性的优化

 采用ｖａｎＬｅｅｒ矢通量分裂格式求解Ｅｕｌｅｒ方程的方法计算了绕翼型的气动特性;采用矢通量分裂方法计算了绕翼型的时域电磁散射场特性及雷达散射截面积（ＲＣＳ）;采用一种简单而有效的数值优化方法对流场解和电磁场解进行了翼型外形高气动效率／低可探测性的优化计算。算例结果表明,本方法提供了一种对翼型既可作气动优化设计亦可进行多学科综合设计的有效工具。     

基于MEMS IMU的舵面运动测量仪

针对飞行器升降舵、副翼角运动的测试需求,提出了单轴捷联姿态系统的原理及算法,介绍了基于MEMS陀螺仪和加速度计的舵面运动测量仪的构成,并对测量仪的工作过程进行了仿真.仿真表明,测量仪的性能满足舵面运动测量的需要.     

Friction moment analysis of space gyroscope bearing with ribbon cage under ultra-low oscillatory motion

This paper presents the model of calculating the total friction moment of space gyroscope ball bearings which usually work under ultra-low oscillatory motion and are very sensitive to the friction moment. The aim is to know the proportion of the friction moment caused by each frictional source in the bearing＇s total friction moment, which is helpful to optimize the bearing design to deduce the friction moment. In the model, the cage dynamic equations considering six degree-of-freedom and the balls dynamic equations considering two degree-of-freedom were solved.The good trends with different loads between the measured friction moments and computational results prove that the model under constant rate was validated. The computational results show that when the speed was set at 5 r/min, the bearing＇s maximum total friction moment when oscillation occurred was obviously larger than that occurred at a constant rate. At the onset of each oscillatory motion, the proportion of the friction moment caused by cage in the bearing＇s total friction moment was very high, and it increased with the increasing speed. The analyses of different cage thicknesses and different clearances between cage pocket and ball show that smaller thickness and clearance were preferred.     

虚拟座舱环境头颈部sEMG采集相关肌肉研究

针对虚拟座舱环境下飞行员头部运动实时准确检测问题,在对头部运动特性进行分析的基础上,系统性地总结了人体头颈部sEMG信号采集的相关研究文献。针对头部突然旋转和俯仰运动,通过实验验证已有的sEMG信号采集方法,确定了利用sEMG信号进行头部运动检测时所需要研究的肌肉及准确的肌肉位置标识以及电极放置方法。     

尾翼稳定大长径比无控旋转火箭弹的锥形运动与抑制

分析了尾翼稳定大长径比无控旋转火箭弹的锥形运动,指出由旋转诱导产生的面外力和面外力矩是锥形运动产生的原因.小攻角时,面外力和面外力矩主要是马格努斯力和马格努斯力矩.根据正、反装卷弧形尾翼及平板形尾翼外形滚转特性的风洞实验结果,指出通常采用的正装正向旋转的卷弧形尾翼会使锥形运动加剧;将卷弧形尾翼反装且反向旋转是抑制和减小大长径比无控旋转火箭弹锥形运动的有效措施.     

非结构网格下Euler方程的高分辨率高精度解

提出了一种非结构网格下求解Ｅｕｌｅｒ方程的高分辨率高精度迎风格式。以Ｒｏｅ的矢通量差分分裂为基础,吸收了ＮＮＤ格式的优点,使其具有捕捉激波和滑移线的良好性能;在时间方向上采用Ｊａｍｅｓｏｎ的Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔａ积分,并结合局部最大时间步长和残差光滑技术加速收敛。最后成功地完成了二维平板激波反射、跨音速Ｌａｖａｌ喷管内的流动和ＧＡＭＭ超音速前台阶绕流等算例,显示了该方法的有效性     

高精度甚低速系统的变结构控制方案研究

非线性接触摩擦普遍存在于一般伺服系统中,它引起的低速爬行会影响整个系统的正常工作。本文提出了一种变结构设计方案,能有效地克服低速爬行,消除斜坡信号作用下的系统静差,并获得较为简单的控制算法和系统结构。     

航天器相对运动的运动学模型研究

采用运动学方法研究航天器的相对运动.通过对无摄精确相对运动模型的简化,推导了以纬度幅角和平近点角为变量的无摄相对运动方程,并以此模型为基础建立了J2摄动下的相对运动模型,进行了相对轨道的仿真以及模型分析.仿真结果表明,运动学方法能给出较精确的相对运动方程,并且考虑摄动时,采用运动学描述比较简单.     

高前进比旋翼气动特性分析方法研究

提出一种前进比高达0.8的旋翼气动特性分析方法,该方法针对高前进比旋翼前行桨叶压缩性、后行桨叶失速效应严重以及桨叶偏流作用和反流区大的特点,建立了旋翼气动力模型以及与之相适应的旋翼诱导速度时变非均布模型与桨叶非定常挥舞运动模型,然后根据高前进比旋翼气动力、旋翼诱导速度和桨叶挥舞运动三者之间的内在耦合关系提出了高前进比旋翼气动特性的动态响应计算方法,最后以H-34旋翼为例计算了该旋翼高前进比状态的气动特性,并将计算结果与风洞试验数据进行对比验证,结果合理。     

对无控旋转目标逼近的自适应滑模控制

对追踪器逼近无控旋转目标器的轨迹和姿态六自由度控制问题进行了研究.基于适用于任意偏心率的航天器相对运动轨道和姿态动力学模型,对追踪器逼近无控旋转目标的参考轨迹和参考姿态进行了分析与设计,推导了一种用于六自由度逼近控制的自适应滑模控制器.通过仿真分析,证明了所设计的逼近参考轨迹和参考姿态的合理性,同时验证了自适应滑模控制器的有效性.