大迎角非定常气动力数学模型研究

对建立纵向大迎角非定常气动力模型的状态空间法进行了分析。针对模型形式复杂、待辨识参数过多的问题,提出了减少参数的新模型。新模型保持状态方程不变,简化了输出方程。结果表明,改进的模型简化了辨识过程,可同时表现气动力非线性与非定常的基本特性,准确预测动态气动力。     

浅谈民用大飞机结构技术的发展

 在分析了世界上先进的大型民机发展和研究计划后,分析和总结了大型民用飞机结构技术发展的总体趋势。介绍了用于先进大型飞机中选材、结构设计、先进的制造技术、机构强度分析、防雷击技术的现状和趋势。结论是复合材料将代替金属结构,而金属结构的设计、制造也将随之发展,以解决采用复合材料带来的新挑战;先进的数字化结构设计和仿真正代替传统的图纸设计。相应的分析和仿真工具如CFD等将应用到数字化设计中,在新型飞机设计中,将大大减少试验并改善质量;一些新概念的结构将广泛应用到飞机结构中,如智能材料结构在机翼上的应用,以改善空气动力、飞机的气动弹性控制和结构的健康监控。     

大推力发动机高温隔热屏设计及优化研究

以卫星用大推力发动机高温隔热屏为研究对象,根据传热机理建立了其瞬态传热模型。对不同边界温度条件下高温隔热屏的瞬态传热过程进行数值仿真,且经对比,仿真计算出的隔热屏温度值与试验结果吻合良好,验证了模型的准确性和适用性。利用该模型设计了某卫星高温隔热屏,并分析了隔热屏覆盖层发射率、反射屏发射率、比热容等对隔热屏瞬态隔热性能的影响。研究结果为隔热屏的设计和优化提供了依据。     

一种锥柄大尺寸可调钻孔工装设计

阐述了一种新型简易钻孔的设计,分析了加工大批量工件时车床钻孔工艺的特点。介绍了一种简单的安装于车床刀架的锥柄大尺寸可调钻孔工装,通过对此车床刀架的锥柄钻孔工装工艺分析与选择,在车床钻孔的加工过程中与传统的尾座加工相比极大地提高了生产效率,在机械生产中具有一定的意义和广泛的应用前景。     

面向快速泄压环境模拟的瞬间泄压机构设计

为开展机舱失压环境效应研究,针对大口径泄压通道,设计一种新型的机械式瞬间泄压装置,并进行相关机构运动学、动力学建模研究。该泄压装置主要由弹簧储能机构、连杆式舱门压紧机构、基于SEA（Series Elastic Actuator）的舱门锁紧/释放机构和基于惯性飞轮的电磁式缓冲机构组成,具有操控简单、可靠性高、可重复使用、试验效率高的特点。最终设计的瞬间泄压机构面向DN750泄压通道,舱门从0°开启到90°用时约280 ms。本研究将为今后研发面向大口径泄压通道的瞬间泄压机构,并应用于大型快速泄压环境效应试验装置建设提供参考。     

基于不同成核层的碳化硅基底反射镜特性研究

不同的成核材料对金属Ag薄膜生长具有不同的细化作用,材料晶格常数差异会导致不同薄膜材料在生长过程中产生不同的表面弛豫现象,导致薄膜生长模式差异。由于材料特性及制备工艺限制,成型SiC材料表面和坯体中会存在一定的孔洞缺陷,抛光后的SiC,特别是反应烧结SiC基底表面粗糙度依然较大,表面镀制的金属膜由于对基底形貌的复制,具有较大的散射,影响光学系统的成像品质。为改善具有表面孔洞RB-SiC材料的表面特性,利用热蒸发工艺分别在抛光RB-SiC表面沉积了10nm厚的Cr、Ti、Ge三种不同成核材料,对孔洞形貌改变、表面粗糙度进行分析;并进一步研究了RB-SiC基底沉积三种成核材料金属Ag反射镜的特性。研究结果表明,由于材料晶格常数差异导致不同薄膜材料在生长过程中产生的表面弛豫强弱不同,Cr、Ti、Ge三种成核材料在RB-SiC表面孔洞中的生长方式不同;金属Ti具有更好的孔洞修补能力,并且沉积100nm金属Ag后对可见光谱的杂散光最小。     

流固耦合动力学问题中大位移耦合界面条件的处理方法

本文讨论了流固耦合问题中的大位耦合界面条件的处理方法，边类界面条件包括移动斜面界面条件及移动曲面界面条件。计算了在水面的二维刚性浮体的非线性振动问题，证实了此处理方法的可行性，可以用来解决具有大位移耦合界面条件的非线性流固耦合动力学问题。     

基于单神经元自适应PID控制的航天器大角度姿态机动

针对航天器大角度姿态机动，提出了一种新的单神经元自适应比例积分差(PID)控制器设计方法。基于误差二次型最优理论推导出相应的单神经元输入权值参数调整算法，并用Lyapunov稳定性理论分析了控制系统的稳定性。所设计的控制器结构简单、计算量小、鲁棒性好，能更好地适应航天器模型的不确定性，易于在轨实现。数学仿真结果验证控制器有效。     

大粒径过冷水溢流结冰的翼型气动影响分析

大粒径过冷水滴超出了适航条例25部附录C的范围,撞击在机翼表面后可形成溢流脊状冰,危害飞行安全,但目前对于溢流结冰的气动性能影响尚未研究清楚。采用结合雷诺应力模型的数值方法,计算了NACA23012m的溢流结冰翼型的最大升力系数和失速迎角,与Lee的实验结果符合较好,证明了该方法可用于分析溢流结冰翼型引发的流场分离。针对溢流冰脊对不同翼型影响程度差别较大的特点,对大型客机机翼超临界翼型及平尾翼型上的溢流积冰气动力进行计算,得到结论:超临界翼型在受到溢流冰脊影响时提前发生气动分离,气动性能大幅下降;平尾翼型受溢流冰脊影响较小,在大迎角下流动分离区减小。研究内容对大型客机的设计与适航审定具有一定指导意义。