某型航空发动机高原起动供油规律研究

以某型航空发动机作为研究平台,通过对发动机起动工作过程和起动供油调节分析,研究了地面平原起动供油和高原起动供油关系。在兼顾了空中起动的基础上,提出了在高原环境下的起动供油控制规律:调整改变自动起动器和起动放气嘴。以发动机在平原地区机场起动调整方法为基础,得到了在高原机场起动调整方法,并在高原机场试验验证中取得满意结果,解决了发动机在高原进气气压低,含氧量较少,温度较高,一系列恶劣的进气条件下起动中热悬挂、冷悬挂、起动失速等起动极限问题,可为其他型号发动机的高原起动借鉴。     

发动机主动间隙控制系统的应用及发展趋势

为了尽可能减少燃油消耗,并进一步降低使用成本和环境影响,航空发动机需要保持较高的整机效率。由于涡轮间隙严重影响涡轮效率,为消除其不利影响,分析了叶尖间隙形成和变化的机理及主要影响因素,重点综述了3种不同的主动间隙控制系统的控制方法及其技术特点,总结了主动间隙控制在提高整机效率、降低燃油消耗、减少排放、降低维护费用等方面的巨大收益,并对主动间隙控制技术的关键技术和未来发展方向进行了讨论。认为国内需要认识到主动间隙控制技术的重要性并大力开展其关键技术研究。     

S/VTOL战斗机用推力矢量喷管技术的发展及关键技术分析

S/VTOL(short/vertical take-off and landing)战斗机用推力矢量喷管是飞机实现短距起飞垂直降落,摆脱对跑道的依赖,减小航母的设计难度,及显著提高飞机机动性能的关键技术,已成为第4代战斗机和战斗机用航空发动机的设计标志。结合不同时期推力矢量喷管的特征和不同战斗机对推力矢量的技术要求,对短距起飞垂直降落战斗机用矢量喷管的结构特点、工作原理及发展状况进行了归纳及总结。详细提出了S/VTOL战斗机用推力矢量喷管的关键技术,并对开展S/VTOL战斗机用矢量喷管技术研究提出建议。     

基于流固耦合航行体入水冲击数值模拟研究

针对航行体入水冲击过程中的流固耦合问题,利用任意拉格朗日 欧拉算法建立三维入水冲击数值仿真模型。首先,建立球体入水冲击数值模型,获取了入水过程中的冲击载荷和表面压力数据,通过与试验对比,探究网格密度、接触刚度耦合系数以及时间步长对仿真准确性的影响。结果发现,冲击区域网格密度和接触刚度耦合系数决定流固耦合接触刚度;冲击域的网状密度对冲击系数结果和入水速度变化有明显影响;耦合节点之间的接触刚度系数会影响局部压力峰值。最后,建立锥形头部圆柱体入水仿真模型,提出分段刚体计算截面载荷方法,研究不同速度下结构入水冲击加速度、速度、位移和截面载荷变化规律,与试验结果对比证明仿真准确性。     

新型可调引射器焊接变形控制及利用方法

为了保证可调引射器运动机构的灵活性,根据其结构特点,采用胀胎结合胀块的定位方法减小筒体变形,合理布局连杆座和耳座位置以利用焊接残余变形,在胀块上安装与连杆座相应的垫块,减小由焊接连杆座引起的凹陷变形,保证了组合件的顺利安装;同时根据同步环摆动的特点,确定同步环灵活摆动的角向位置,有效地满足了可调引射器的机构运动要求.试验结果表明:可调引射器调节片工作时能够保证打开和关闭2个位置的稳固,未发生构件失效等问题,其可靠性初步满足装机要求.     

利用Matlab/simulink对前起落架摆振动力学模型的建模方法

为了更好的进行起落架摆振动力学特性的分析,有必要开展起落架摆振动力学建模方法研究,拓展摆振动力学仿真方法。本文利用Matlab/Simulink对对一个简单的前起落架非线性摆振动力学模型进行仿真建模,并给出具体算例。通过结果对比,验证了仿真模型的正确性。     

涵道风扇无人机增稳控制律设计与仿真

针对小型涵道风扇无人机本体不稳定特性,设计增稳控制律并通过仿真进行了验证。利用软件CATIA建立三维模型,并制作出实体模型。对模型进行受力分析,建立涵道风扇无人机六自由度动力学模型。在所建模型基础上,设计增稳控制律,包括姿态控制律及轨迹控制律。建立非线性仿真模型,通过Matlab／Simulink仿真对所设计的控制律有效性进行了验证。仿真结果表明,所设计的控制律达到了增加涵道风扇无人机稳定性的目的。     

一种用于空间翻滚目标接近控制的相对运动建模方法

针对空间翻滚目标等一类相对运动复杂的接近控制问题，首先重点研究了基于微分几何理论的相对运动建模，建立视线旋转坐标系下的三维相对运动方程；然后将三维相对运动解耦为视线瞬时旋转平面内的相对运动和该平面的转动，建立了统一的控制器设计框架，形式统一简洁、物理意义明确，消除传统制导与控制策略中俯仰、偏航通道的耦合因素影响；最后通过六自由度仿真算例证明，相对运动模型物理意义明晰、鲁棒性强、控制精度高、工程实现容易。     

基于模型拼接技术的四旋翼无人机全飞行包线建模

四旋翼无人机在军事和民用领域都有广泛的应用前景。然而，四旋翼无人机具有机载传感器准确性低与可靠性差、不同飞行条件下动力学模型差异大等特点。本文以四旋翼无人机为研究对象，系统地开展了飞行路径重构、频率域系统辨识、全飞行包线建模的相关研究工作。针对机载低成本传感器存在显著常值偏差与量测噪声统计学特性未知的缺点，采用基于EKF的飞行路径重构技术对在飞行试验中无人机的机体空速进行重构；针对不同飞行速度下四旋翼无人机动力学模型差异大的特点，采用频域法辨识得到不同飞行条件下的本体动力学模型；针对四旋翼无人机大跨域的高精度控制需求，利用模型拼接技术，系统性地提出了全飞行包线建模方案，经过验证，所提出模型拼接技术是准确可靠的。