用于无人驾驶直升机的中继转发系统设计

无人机是当今世界先进技术的热门载体,针对无人驾驶直升机的特点提出了应用于无人直升机上的中继转发系统的方案,论述了该系统的设计方案、总体结构、工作过程以及实现时遇到的技术难点、解决方案.所描述的中继转发系统与通常意义的中继转发系统最大区别在于所转发的频带宽,达百兆赫兹;该系统具备对远距离信号的转发能力,动态范围达100dB;该系统具备对弱信号检测能力,灵敏度可达-100dBm;采用了多通道窄带传输抗干扰技术,提高了系统的抗干扰性能.该系统搭载在无人驾驶直升机上进行了大量实际飞行试验,试验数据表明,该中继转发系统具有频带宽、灵敏度高与抗干扰能力强的优点,满足项目需求指标.     

无筒空射运载火箭重力出舱机箭耦合动力学

研究了以运输机为平台的内装式空射运载火箭重力出舱载机-火箭两体动力学。根据火箭受力条件和相对运动自由度,将其出舱运动顺次分为5个阶段。给出了各阶段过渡的力学条件,基于牛顿-欧拉法分别建立了前4个阶段的机-箭两体动力学模型。定义了火箭出舱过程可能发生危险的多种异常情况,给出了发生异常的力学或几何条件。然后对火箭出舱全程作了数值仿真。若发射初始条件合理,仿真将顺次经历前4个或3个正常阶段,直至火箭离舱。如果异常情况的条件满足,火箭出舱将发生危险,仿真失去意义,故中止,需要调整发射初始条件后进一步仿真验证。本文给出的系统动力学模型和仿真数据可为工程部门设计空射型火箭的本体参数,以及设置空射初始条件提供参考。     

Six sigma robust design optimization for thermal protection system of hypersonic vehicles based on successive response surface method

Lightweight design is important for the Thermal Protection System(TPS) of hypersonic vehicles in that it protects the inner structure from severe heating environment. However, due to the existence of uncertainties in material properties and geometry, it is imperative to incorporate uncertainty analysis into the design optimization to obtain reliable results. In this paper, a six sigma robust design optimization based on Successive Response Surface Method(SRSM) is established for the TPS to improve the reliability and robustness with considering the uncertainties. The uncertain parameters related to material properties and thicknesses of insulation layers are considered and characterized by random variables following normal distributions. By employing SRSM, the values of objective function and constraints are approximated by the response surfaces to reduce computational cost. The optimization is an iterative process with response surfaces updating to find the true optimal solution. The optimization of the nose cone of hypersonic vehicle cabin is provided as an example to illustrate the feasibility and effectiveness of the proposed method.     

智能方法在惯性系统误差参数辨识中的应用

总结了目前我国提高惯性系统导航精度的技术途径,阐述了国内外惯性系统误差参数辨识方法的研究现状,介绍了当前滤波算法、智能优化算法和人工神经网络方法在惯性系统导航领域的应用情况以及存在的不足。最后,分析了空间飞行器惯性系统误差参数辨识技术的未来研究方向,即智能优化算法和人工神经网络方法等智能方法将在惯性系统误差参数辨识中发挥越来越重要的作用,通过将误差系数标定问题转换为参数辨识问题,采用智能方法在庞大的解空间内实现对惯性系统误差参数的快速辨识。     

热发射过程中发射箱蒙皮力学性能损伤与试验研究

文中选择大、中、小3种典型结构尺寸的发射箱,利用计算流体动力学（Computational fluid dynamics,CFD）仿真软件Fluent对发射箱蒙皮表面在导弹发射过程中的力、热环境进行了仿真分析。以铝合金材料为例,对发射箱蒙皮材料在燃气流环境中力学性能损伤情况进行了烧蚀试验研究。研究结果表明,随着烧蚀时间延长,铝合金材料力学性能损伤存在一个突变点,在1.5 s内下降不明显,但是当烧蚀时间延长至2.0 s时,力学性能急剧下降至0。该研究结果为铝合金发射箱轻量化设计、热防护设计和使用次数设计等提供了数据支撑。     

某类跨大气层飞行器全航程红外辐射特性分析

针对某类跨大气层飞行器飞行过程中需要进出大气层,且飞行速度跨度大等特点,建立了不同空域、不同飞行速度下的机体头部受热模型。当在大气层内飞行时分别使用经验公式和Lees公式计算马赫数小于5和大于5时头部受热情况,当在大气层外飞行时建立了考虑太阳直射、地球反照和地球红外加热情况下的受热模型。利用普朗克定律得到了相同温度下不同波段的红外辐射能量占比情况。最后利用本方法对某类跨大气层飞行器进行了温度和红外辐射计算,得到的计算结果能够大致反映全航程头部温度和红外辐射变化情况。     

高超飞行器进气道/内流道流动特性试验

用Ma∞=7风洞试验的方法研究了一种吸气式高超声速飞行器二维进气道/内流道的流场特征与起动特性.试验结果表明:在来流总压0.5～1.9 MPa、单位雷诺数2.48×106～7>.95×106范围内,进气道起动的前提下,进气道/内流道沿程压力分布受来流总压、雷诺数的影响变化很小;在进气道外压缩段流动未受干扰前进气道隔离段最大可承受反压约为250倍自由来流压力;未加侧板时该进气道具有自起动能力,加侧板后隔离段出口压力有所增加;在设计点工况,该进气道增压比42.9,总压恢复0.27,出口马赫数2.76.      

柔性扑翼微型飞行器升力和推力机理的风洞试验和飞行试验

为探讨柔性扑翼微型飞行器产生升力和推力的机理,在研究考虑柔性大变形扑翼气动力计算方法基础上,利用南京航空航天大学低速风洞进行了不同扑动频率、迎角、速度下微型扑翼升力、推力的变化和动态流场显示等风洞实验,并与计算结果进行了比较分析,为微型扑翼机的设计提供了的参考依据.自行研制的微型柔性结构扑翼机成功地进行了飞行试验.      

单片机在航箭发控系统通用检测仪中的应用

目前航空火箭武器仍是歼击机上主要对地攻击武器之一.但现有的航箭发控系统检测仪既不具有通用性,又不能测试航箭发射脉冲参数.为此,利用单片机技术设计了航箭发控系统通用检测仪.介绍了检测仪的设计方法,给出了较为详细的硬件组成和软件流程.该仪器现已装备部队,经使用证明,该检测仪操作简单、显示直观、清晰、记录准确、通用性强、满足设计.     

内装式空射运载火箭重力出舱机箭耦合动力学分析

研究了以运输机为平台的内装式运载火箭空射过程载机和火箭的耦合动力学建模。建模针对两个阶段：第一阶段,火箭固定于载机机舱内,两者构成一个整体,按照普通刚体的力学方法处理;第二阶段,火箭解锁后,沿着舱内的发射筒向外滑行,载机和火箭形成两刚体相互作用的耦合系统,基于牛顿-欧拉法建立系统动力学模型。载机在空射火箭过程中,油门和升降舵满偏,在加速前飞的同时拉大姿态俯仰角,火箭在自身重力分量和惯性力的作用下,沿着机舱内的发射筒加速向外滑行,直至与载机分离。数值仿真分析了空射过程载机的重要力学参数的变化过程,验证了载机操控策略的可行性和安全性,可为未来中国空射运载火箭技术设计提供数据参考。