暂冲式跨、超声速风洞中流动显示“蒸汽屏”方法

本文介绍暂冲式跨、超声速风洞(FD-06)中流动显示“蒸汽屏”方法使用的设备和研究情况。在马赫数为0.6～2.0,攻角直到25°时获得了试验段生成适合的雾密度所需要的水量及其控制参数;测量了来流湿度引起喷管轴向马赫数的变化;分析了凝结现象产生的机理。最后,给出典型的导弹模型“蒸汽屏”照片。并就其对复杂流场更好地理解和提供理论计算方法的作用进行了讨论。     

非线性飞行控制方法研究概述

原理性地给出目前常用的几种非线性飞行控制方法，即：数值优化法，动态逆设计方法，微分几何法和滑态变结构设计方法，指出了非线性飞行控制提高战斗机机支动性和敏捷性有重要作用，同时也介绍了这几种方法在非线性飞行控制中应用情况。     

固体火箭发动机0.5%高精度测试系统推力参数测量不确定度的评定

本文根据航天部标准《固体火箭发动机测量不确定度的评定》(QJ1275-87)方法,分析综合了“固体火箭发动机0.5%高精度测试系统”推力测量相对总不确定度,结论为0.3%,为全面贯彻该部标提供了应用实例.     

飞机容冰技术的研究进展

回顾了国内外在飞机结冰方面的研究情况。在此基础上．介绍了近年来国外在飞机容冰技术研究中的最新设想——智能防冰系统(SIS)，对SIS研究中涉及的结冰气动模型进行了探讨，从飞行安全角度出发．给出了SIS中结冰飞行包线保护系统的基本原理及实现方法。     

中国空气动力研究与发展中心低速所风工程研究新进展

简要介绍了最近4年以来中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所在桥梁和建(构)筑物空气动力学、车辆空气动力学、大气边界层模拟和环境流体力学等风工程领域的主要研究成果和风洞试验技术。     

红外拦截弹输出反馈制导控制一体化设计

针对采用红外导引头的拦截弹,提出一种基于滑模观测器的制导控制一体化(IGC)控制方法,在导弹的部分状态已知和非匹配不确定性影响下,确保了其高精度拦截效果。首先,由于采用红外导引头的拦截弹的视线(LOS)角速率难以获取,系统将不满足干扰估计的匹配条件,设计了一种新型滑模观测器,通过构造补偿滑模观测器,同时实现导弹的未知状态和干扰的有限时间精确估计。然后,利用未知状态和干扰估计信息,设计反步控制器实现导弹的制导控制一体化,证明了系统的有界稳定。仿真结果表明,本文提出的方法可以获得较小的脱靶量,且对存在的不确定性具有较强的鲁棒性。     

基于神经网络的机动飞行器自适应控制方法

针对机动飞行器强耦合性、快时变性以及高不确定性的问题,建立了六自由度刚体运动数学模型,按照时间尺度将姿态运动模型分为快变子系统和慢变子系统并分别设计动态逆控制律。然后给出了神经网络自适应控制器的设计方法,对神经网络的逆误差补偿原理、输入的选择、权值矩阵更新规则进行分析。通过算例进行六自由度仿真,证明本文方法的跟踪精度较高。     

温度对小型柔性接头力矩特性的影响

为了研究柔性接头在固定压强下力矩特性随温度的变化,设计了弹性材料为硅橡胶的小型柔性接头,测试了一系列0.1MPa容压条件下柔性接头在正弦激励下的动态特性,获得了不同温度时接头的摆角力矩曲线。根据接头在摆角为0°时的力矩获得摩擦力矩,根据摆角力矩曲线的近线性部分获得弹性比力矩,在此基础上研究了温度对各个力矩的影响。结果表明:作动力矩随温度的升高而减小,但温度对作动力矩的大小影响很小,库伦摩擦力矩随温度的升高而增加,弹性比力矩和总比力矩因发生热弹逆变现象随温度的升高先减小后增加,动态弹性模量和损耗系数随温度的升高而降低,能量损耗受动态弹性模量和损耗系数变化影响随温度的升高而降低.      

分布式航空电子软件测试系统

为了支持研制和开发高性能的分布式航空电子软件系统,软件测试系统是必备的工具之一。本文介绍了一个分布式航空电子软件测试系统。该系统采用数字仿真技术提供数据环境,由监控处理机完成测试结果的自动记录、保存和分析工作。整个系统采用标准化设计法,具有良好的可维修性和可扩充性。此外,简单有效的辅助手段,为用户提供了一个良好的应用环境。     

地形跟随适应角控制方法

(1)综述了国内外地形跟随技术的发展与应用概况;(2)详细介绍了地形跟随适应角控制方法的原理、技术改进及其控制指令算法;(3)将适应角法与另一经典控制方法——样板法进行了比较。通过一条零指令线,说明了两者本质上的一致性;(4)从航迹优化的角度,给出三次样条肮迹的基本模型,讨论了适应角法的参数优化设计问题,给出了一种可行的设计方法;(5)以适应角法为基础构成地形跟随控制系统,分析了系统的基本要求和系统基本组成,研究了其飞行控制系统的设计原则与方法;(6)以某型飞机作为研究对象,进行了地形跟随系统的数字仿真,给出了框图及仿真结果。最后通过分析比较,说明适应角法地形跟随系统的控制方案是可行的。