一种基于量热法原理的微波中功率校准装置设计

为了解决航天遥感遥测中微波中功率参数的测试和溯源需求,设计了微波中功率校准装置,并进行了微波中功率校准装置设计测试验证。通过对测试结果的分析,表明该校准装置满足设计要求。     

考虑太阳自转的天文多普勒差分导航方法

基于太阳震荡的时间延迟是一种新型天文导航量测量,可以提供探测器相对反射天体的距离信息,与星光角距量测量结合,可以提高导航性能。然而,星光角距量测模型与时间延迟量测模型均含有火卫一相对火星的位置矢量,火卫一的星历误差将影响导航精度。针对这一问题,提出了一种基于在线估计的天文测角/时间延迟量测组合导航方法,建立了包含火卫一位置及速度的状态模型,利用星光角距及时间延迟量测量同时对火卫一的位置和速度进行在线估计,仿真结果表明,提出的方法可以有效抑制火卫一星历误差对组合导航精度的影响,为探测器提供高精度的自主导航信息。     

基于非定常涡格法的扑动频率对机翼涡和尾涡推力的影响

随着对非定常涡格法(UVLM)和低雷诺数空气动力学研究的不断深入,扑翼无人机(UAV)的发展已成为航空航天领域的研究热点。虽然以往的研究大多是关于扑翼无人机的俯仰和扑动运动,但为了更准确地仿真,需要研究机翼涡和尾涡对飞行器推力的气动影响。将三维非定常涡格法应用于扑翼飞行器模型,研究了不同扑动频率下机翼涡和尾涡产生的瞬时推力。结果表明:平均推力随着扑动频率的增加而增大,机翼涡产生的推力远大于尾涡;机翼涡和尾涡的推力比随扑动频率的增加而增大。本研究有助于了解生物的飞行机理,改进仿生扑翼飞行器的设计。     

液体环二次破碎所形成云雾区基本特性的研究

二次破碎是液体抛撒、破碎和雾化过程中一个非常重要的阶段,这个过程直接影响到雾化液滴尺寸的分布。本文介绍了可移动式无膜激波管工作原理和在这种新实验设备上进行光学测量的理论依据和实验结果。实验结果表明,液体环二次破碎产生云雾区的液滴Ｓａｕｔｅｒ平均直径在固定点随时间的增加呈减小的趋势,而云雾区的宽度和云雾区前缘的液滴颗粒的Ｓａｕｔｅｒ平均直径则随测量的距离增加都有所增加。     

非最小相位系统输出跟踪的最优预测控制方法

讨论了一类非最小相位系统的输出跟踪问题。非最小相位系统广泛存在于机器人柔性结构控制、飞机的飞机控制和航天器发射等实际问题中。由于非最小相位系统内部动态的不稳定性,传统的一些输出跟踪方法将导致系统的某些变量发散。文中通过讨论系统的有界理想状态轨迹,将期望跟踪的输出进行了扩充,利用预测控制方法研究了一类非最小相位系统的输出跟踪问题,从理论上证明了利用预测控制可以使非最小相位系统稳定地渐近跟踪期望输出。     

空管实时流量控制的技巧

随着民航航班量的不断增加,空中交通日益拥挤。就目前而言,采取有效的流量控制,是缓解空中拥挤,确保飞行安全最直接的方法。如何运用实时流量控制,最大限度地减少飞行延误时间,没有现成的方案。管制员根据自身经验和惯例,很难把握好飞机起飞时间和飞行间隔,往往造成不必要的空中盘旋等待和飞行延误。笔者在此就如何实时流量控制谈谈个人的看法。一、主动实时流量控制1．目前采用的实时流量控制方法存在的问题目前采取的实时流量控制较为普遍的做法一是限制周边管制区域的飞机进入本区域的时间间隔（不少于10分钟,甚至更长）,二是…     

前飞状态直升机旋翼/机身非定常气动干扰的分析

一个计算旋翼/机身/尾迹间非定常气动干扰的分析方法是建立在二阶升力线/全展自由涡模型和机身面元模型基础之上的。通过迭代机身在桨盘平面、尾迹定位点的诱导速度和旋翼/尾迹在机身表面的诱导速度,形成一个耦合的分析模型。在分析中计入了非定常项。作为算例,对两种孤立机身表面的平均压强系数分布以及旋翼机身组合体中机身表面的非定常压强系数分布进行了计算,其结果与实验值相吻合。     

湍动能在激波/边界层干扰流动中的影响

高超声速湍流中的激波/边界层干扰现象,因其会引起气动力/热等关键参数的剧烈变化,在相关飞行器的设计与优化中受到了广泛关注。在涉及真实飞行器的湍流模拟中,采用基于涡黏性假设的湍流模型与雷诺平均的RANS方法仍然是目前工业设计中最为常用的手段。为了获得更好的预测结果,很多研究都集中在对湍流模型的修正与改进上,但是对求解的RANS方程本身关注却不多,特别是湍动能(TKE)在平均方程中所起作用的相关研究就更少。本文以马赫数为7.05的柱裙干扰流动为例,采用k-ω SST湍流模型,针对RANS方程中常被忽略的湍动能项在高超声速激波/边界层干扰中的影响规律开展了研究,并对每一个湍动能项的作用机理进行了定性和定量分析。研究结果表明,湍动能项对激波/边界层干扰区(SWBLI)流动预测结果有很显著的影响,特别是流动分离区的范围。忽略其中部分湍动能项可以使分离区缩小至原来的40%左右,而忽略另外部分湍动能项反而会使得分离范围增大近30%。通过对平均动量方程和平均能量方程的分析发现,造成这种剧烈影响的主要原因是湍动能项被忽略后有效平均压力场的显著改变,进而改变了分离点附近的逆压梯度,从而造成了流动分离区范围...     

军用飞机结构耐久性严重谱编制与应用研究进展

耐久性载荷谱是进行飞机结构耐久性设计、分析和试验的前提,是飞机结构耐久性研究的核心问题之一。美国空、海军联合使用规范指南JSSG-2006和中国国军标GJB 67.6A-2008均建议采用“耐久性严重谱”进行飞机结构定延寿,严重谱具有诸多优点,是目前国内外载荷谱编制研究的热点。本文以标准、规范要求为指引,以服务型号研制为目标,对国内外军用飞机结构耐久性严重谱编制和应用技术现状进行了系统总结。首先,阐述了严重谱的概念,总结了国内外军用飞机结构定延寿采用的2类载荷谱和分散系数取值,介绍了严重谱严重程度确定方法研究现状;然后,概述了国内外提出和发展的严重谱编制方法及耐久性严重谱在型号定延寿中的应用;最后,指出了当前严重谱编制与应用技术的难点和发展趋势,为严重谱编制与应用技术的发展提供参考。     

开裂式阻力方向舵流固耦合机理分析

为了探究阻力方向舵开裂状态下的流场形态和流固耦合运动机理,采用计算流体力学(CFD)方法开展了不同开裂角下的二维阻力方向舵的流场计算。基于动力学模态分解(DMD)方法对各流场进行模态分解,分析了各模态的流动特征及频率变化。结果表明,在20°开裂角的范围内,机翼绕流的流场结构以开裂区内的驻涡及后缘脱落涡为主,流场各阶模态频率随来流速度的增大而增大,随开裂角的增大而减小。同时,对不同开裂角的二维翼型开展了流固耦合计算。结果表明,随着折减速度的增加,系统的流固耦合运动形式由涡致振动发展为流动失稳,系统的失稳边界随着开裂角的增大而提高。