环喉型塞式喷管的数值仿真研究

通过流场数值仿真计算方法对环喉型塞式喷管进行了研究,对比计算了不同外流条件下塞式喷管的流场结构和性能.分析表明该塞式喷管的结构方案独特,具有稳定的高空高速性能,与传统的钟型喷管相比低空性能更优异.     

月基装备行走运动学分析与连续步态规划

针对缓冲行走功能一体的月面探测器构型设计困难、步态分析复杂等问题,提出了一种基于相同支链构型的四足月基装备(LBE)设计分析方法与连续步态规划方案。设计复合功能着陆腿机构及整机多状态位姿;构建LBE在行走状态下的单腿运动学模型,对其进行正逆运动学求解,分析单腿与整机工作空间和运动性能;对LBE整机进行水平月面的连续步态规划,并设计单步足端轨迹,通过动力学仿真,验证LBE行走步态稳定性。仿真结果表明：LBE沿前进方向连续稳定运行,质心竖直方向浮动仅占整器高度的0.24%,俯仰角最大摆动幅度为0.34°,翻滚角最大摆动幅度为0.27°。     

多指标约束下考虑报废的可修复备件携行方案优化

针对任务期间普遍存在的故障件报废和备件多指标约束问题,提出了多层级装备的可用度近似评估方法及携行备件方案优化方法。首先通过忽略维修时间将考虑报废率的多层级可修件转化为单层级消耗件,进而利用伽马分布的可加性建立装备可用度评估模型。在此基础上以装备可用度、备件总质量为约束指标,以备件总体积最低为目标构建多约束备件优化模型。模型求解过程中引入拉格朗日因子,并采用边际算法对约束因子进行动态调整。算例中通过与仿真结果的对比、分析得出：当维修时间取值在部件等效平均寿命的一半以内时,提出的近似方法合理可行,平均误差小于5%。     

航空舵机壳体高精度柱面密封功能孔加工方法研究

针对具有典型的高精度柱面密封孔特征的某类航空舵机壳体的加工方法,通过分析识别其加工难点,针对孔精加工的工艺路线、切削参数、刀具应用、装夹方案展开研究,提出了合理的工艺改善方案,提高了该类型产品的加工质量和效率。     

发动机开槽放气活门对高换算转速状态性能的影响北大核心

针对发动机防喘系统中放气活门开槽后,造成发动机在高换算转速状态漏气,引起发动机性能下降的问题,发展了防喘放气特性的修正方法。以航空发动总体性能计算程序为基础,对放气活门全关闭后不同漏气量下的发动机性能进行模拟,完成放气活门不同开槽方案的性能分析,并进行试验验证。结果表明:模拟结果与试验结果吻合度高,达到了工程可用精度,可用于分析安装开槽放气活门后发动机的性能变化。用该修正方法对发动机性能进行分析,所得计算结果与历年交付试车试验结果的统计分析结论一致。但贯彻给定的开槽放气措施后,将造成40.5%的发动机性能不合格,需采取其他提高发动机性能的措施予以弥补。     

星下点轨迹恒定的低轨星座构型设计方法

为探寻适用于低轨巨型星座的构型设计方法,提供了一种所有卫星共星下点轨迹,且该轨迹固定不变的低轨恒定轨迹星座构型解析设计方法。该构型用回归因子、卫星总数两个参数进行编码。首先,利用平均轨道根数思想,建立了地球非球形摄动带谐项阶数为J₄条件下的回归轨道设计解析模型。其次,根据卫星与地球相对运动规律,确立了满足共星下点轨迹条件的解析式。最后,结合回归轨道设计与共星下点轨迹设计思想,建立低轨恒定轨迹星座构型设计模型。最终仿真结果表明,该构型设计方法符合所有卫星共星下点轨迹、且轨迹固定不变的设计预期,验证了本构型设计方法的有效性。本星座构型具有形式简易、构型易维持、覆盖范围广的特点,确保了空间系统与地面系统的方位一致性,极大程度降低了星地系统协同的复杂度。     

小推力下卫星编队的非自然构型设计与控制

使用小推力控制可以得到许多独特的非自然卫星编队构型,主从星相对位置不变和从星圆形匀速绕飞构型是两类最典型的构型,建立了这两类编队构型的编队参数(主从星距离、空间方位和绕飞速度)与一天内燃料消耗的关系。进一步考虑存在初始误差时控制律的设计,指出PD控制律能够维持小初始误差编队构型,改进的PD控制律能够维持中等初始误差编队构型,而PD控制律和直接法相结合的混合控制律能够维持大初始误差编队构型,仿真结果验证了所设计控制律的有效性。     

基于飞行品质的飞机控制增稳系统参数估计

提出了一种控制增稳系统参数的设计方法,即利用低阶等效系统和飞行品质边界,通过搜索算法确定满足对应飞行品质的参数集合,再利用多种飞行品质确定的参数集合的交集和数据的插值算法,确定控制增稳系统的控制律参数。通过纵向增稳系统设计仿真表明,所提方法简化了传统设计方法通过性能指标反复选择参数和验证系统飞行品质的过程,为控制增稳系统的设计提供一种简单有效的方法。