伞翼无人机精确建模与控制

前缘切口以及后缘下偏是影响伞衣气动力计算的关键因素。为实现伞翼无人机（UAV）的精确控制，从提高翼伞系统动力学模型的精度入手，在升力线理论的基础上，基于计算流体动力学方法，综合考虑前缘切口以及后缘下偏的影响，计算了不同切口尺寸模型的升力、阻力系数。利用最小二乘法辨识了升力、阻力系数与迎角、切口尺寸以及下偏量的关系，实现了翼伞气动力的精确计算，改进了伞翼无人机的六自由度动力学模型。对改进的动力学模型进行轨迹跟踪控制的仿真，通过与空投试验数据的对比，验证了改进翼伞系统动力学模型方法的准确性，对于伞翼无人机的仿真和控制器设计具有重要意义。     

北斗产业化发展思考

一、引言在世界经济金融危机之后,世界政治与经济发展格局都在发生深刻变化,各国政府纷纷对本国高科技产业的产业组织形态与产业结构进行战略性调整,从而建立以某一高科技先导产业为龙头来进行战略引领,以达到"牵一发动全身"的经济发展战略功效,而导航产业作为引领当代科技发展潮流、推动产业结构调整、增强经     

基于LS-DYNA的三维翼伞参数化建模仿真研究

目前对翼伞气动性能的仿真研究大部分局限在二维翼型剖面或者不考虑伞衣柔性的三维数值仿真研究,因而无法获得较准确的翼伞气动性能参数,不能为工程研究提供借鉴和依据。为了提高翼伞仿真的准确性和效率,文章结合翼伞的设计流程,基于APDL(ANSYS Parametric Design Language)语言对翼伞进行参数化几何建模,生成带前缘切口的翼伞三维几何模型,并自动划分网格生成有限元模型,再利用LS-DYNA求解器进行流固耦合求解,由于仿真求解中考虑了伞衣柔性,因而获得更准确的翼伞气动性能参数。基于MATLAB的GUI(Graphic User Interface)模块建立翼伞参数化设计、仿真平台,并进行了验证,翼伞气动性能仿真参数与翼伞试验数据基本吻合,说明该平台具有一定的可信性。     

大型翼伞的三维气动性能分析

随着回收物质量的增加和回收物可控定点回收要求的提出,大型翼伞的设计研究迫在眉睫。文章采用有限体积法求解K-epsilon二方程湍流模型下的Navier-Stokes(N-S)方程,对某大型翼伞进行三维定常数值模拟,研究考虑伞衣鼓包下翼伞的气动性能,同时对翼伞单侧后缘下拉情况下(翼伞转弯过程)的气动性能进行初步分析。结果表明,翼伞的升力系数随迎角的增大而增加,达到失速迎角后缓慢降低。翼伞阻力系数在负迎角时随迎角增大而缓慢降低,而在正迎角时随迎角增大而增加。翼伞升阻比开始时随迎角增大而增加,在迎角等于8°时达到最大值后随迎角增大而逐渐降低。同时,单侧后缘下拉翼伞相比普通翼伞升力与阻力系数均有所增加,但其最大升阻比却有所减小。     

基于开普勒二体运动修正地球扁率J2摄动项算法

为了解决远程飞行器虚拟目标点的地球扁率J2摄动项修正的技术难点,提出一种基于开普勒二体运动推算地球引力模型J2摄动项的间接补偿的方法.该算法由基于二体运动时间推算J2摄动项飞行时间的计算模块和基于二体运动J2摄动落点修正2个计算模块构成.通过算法设计和数学仿真验证了算法的正确性,其中仿真结果表明,该算法有效解决地球扁率造成的虚拟目标点计算精度不足的问题,在算法层面与传统的地球扁率修正方法相比具有计算简单和计算速度快等优点,同时保证虚拟目标点计算达到精度要求.     

考虑温度效应的编织-嵌槽型金属橡胶准静态压缩本构模型

基于Sherwood-Frost本构方程,并结合材料的特点对考虑温度效应的编织-嵌槽型金属橡胶本构方程的组成及各项的表达形式进行了讨论及确定。根据准静态压缩试验得到的不同温度下编织-嵌槽型金属橡胶材料的试验数据,拟合了所构建本构方程中的参数,最后结合不同密度试件在不同温度下的试验数据,通过仿真对本构方程进行了验证。结果表明仿真结果与试验结果之间具有较好的一致性,所构建的本构方程基本可以满足对高温环境下编织-嵌槽型金属橡胶准静态本构关系的预估要求。     

J2项摄动条件下线性化的编队卫星动力学方程

考虑J2项摄动力对参考卫星轨道的绝对影响和对伴随卫星轨道的相对影响,应用拉格朗日方法,在笛卡尔坐标系下,给出了一组考虑J2项摄动的线性化的编队卫星相对动力学方程。该方程考虑了J2项摄动力带来的相对运动平面内外的耦合和短周期项的影响,有效地提高了相对动力学模型的精度。仿真结果表明,该方程组可有效地描述J2项摄动条件下编队卫星的相对运动,其误差只有二体非线性模型的10%,利用其设计的水平圆编队半径的相对误差不超过1%,并且由于是线性化的微分方程描述,可方便地应用到编队卫星导航、制导与控制系统的设计中。     

高超声速流动壁面催化复合气动加热特性

针对高超声速流动壁面催化特性,计算了不同壁面催化复合系数条件下的球锥驻点热环境。引入了经验证的数值求解Navier Stokes方程的方法,在不同壁温500K～2500K的条件下分别分析了O 2和N 2气体在壁面处的催化复合气动加热特性,得到如下结论：（1） 原子复合放热将提高近壁面温度梯度,改变近壁面组分分布;原子复合放热一部分加热飞行器形成组分扩散热流,一部分加热近壁气体提高近壁温度梯度。（2） 在壁面催化复合系数较小时,原子复合放热主要转化为组分扩散加热,对于不同壁面温度,壁面催化复合系数α<0.1时,单一气体反应组分扩散热流小于总热流的20%。     

尾缘冷气喷射对超声涡轮叶栅性能的影响

采用试验与数值模拟相结合的方法,研究了某超声速涡轮导向叶栅尾缘冷气喷射对叶栅流场结构的影响。数值模拟时,使用环形叶栅模型近似模拟平面叶栅内的流动。研究结果表明:数值模拟结果与试验结果吻合较好;尾缘冷气喷射可减少主气流在尾缘停滞区的能量耗损,削弱叶栅尾缘处的内边缘激波,叶栅气动效率随冷气量的增加先增大后减小;尾缘冷气喷射对叶栅出口附近气流角的周向分布有影响,但对质量平均的叶栅出口气流角基本无影响。     

实施培训创新 创建学习型民航企业

民航是科学技术密集、信息化程度高、产业链条长的行业,实现我国民航由大到强的转变,学习显得尤为重要。创建学习型民航企业,是实现从民航大国向民航强国历史性跨越的内在要求。而要实现建立学习型民航企业,通过培训和创新,促进民航企业员工及企