无压浸渗制备结构/功能一体化铝基复合材料的性能及应用

介绍了结构/功能一体化铝基复合材料与传统材料相比所具有的优势,及基于无压浸渗的近净形制备加工技术的应用和产品的性能;预测并探讨了此种材料的应用前景.     

高机动导弹气动／运动／控制耦合的风洞虚拟飞行试验技术

解决先进飞行器大迎角高机动飞行时的气动／运动非线性耦合问题,需要发展基于非线性理论的风洞试验技术,即风洞虚拟飞行试验技术。该试验能够实现较为逼真的模拟飞行器机动运动过程,气动和运动参数的实时同步测量,以及飞行控制律的集成验证与优化,从而达到探索气动／运动耦合特性和机理的目的。本文介绍了风洞虚拟飞行试验的模拟方法、关键技术及其解决措施,并针对典型导弹模型开展了虚拟飞行验证试验。试验结果表明：目前已经初步具备适用于导弹模型跨声速气动／运动／飞行控制一体化研究的风洞虚拟飞行试验能力。     

飞行器末制导中的几个热点问题与挑战

随着国防科学技术的进步,新的作战需求以及各种新技术的应用给飞行器的末制导控制带来了新的问题和挑战。分析了当前的末制导作战需求和挑战,着重讨论了飞行器末制导控制研究中几个热点问题的研究进展,包括多源信息条件下的制导控制、多飞行器协同制导控制、特殊限制条件下的制导控制以及制导控制综合设计与评估问题,并且探讨了存在的问题、可能的方向和展望。     

矩形截面超高层建筑横风向气动阻尼的风洞试验研究

通过15个超高层建筑气动弹性模型的风洞试验,利用随机减量法从模型的风致加速度响应中识别了横风向气动阻尼比,并通过比较验证了识别结果的正确性。在此基础上,研究了矩形截面超高层建筑横风向气动阻尼的变化规律,考察了湍流度、高宽比、宽厚比对建筑结构气动阻尼比的影响。研究结果表明:来流湍流度和建筑的宽厚比是影响高层建筑横风向气动阻尼比至关重要的参数,而高宽比主要通过改变振动幅值来影响横风向气动阻尼;横风向气动阻尼比随折减风速变化的正负峰值大小基本随来流湍流度的增大而减小,气动阻尼比由正转负对应的折减风速随湍流度的增大而增大;宽厚比对横风向气动阻尼比的影响很大,当B/D1、B/D=1及B/D1时,气动阻尼比的变化规律几乎完全不同。基于这些研究数据,对横风向湍流度为0.67%~17.06%的风场中、高宽比5~10及宽厚比1/3~3之间的矩形截面超高层建筑,给出了适用于低折减风速区的横风向气动阻尼比经验公式。     

高超声速流场与结构温度场一体化计算方法

在对国内外流场与结构温度场一体化计算方法的不足进行细致讨论的基础上,提出了一种高超声速流场与结构温度场一体化计算方法.采用统一的积分方程组作为气动加热和结构传热物理过程的控制方程,对整个物理场进行统一的迎风格式有限体积方法离散,给出了流场与结构交界面上温度、温度梯度及导热系数等参数的计算方法.在时间推进方面,定常状态采用多步龙格库塔迭代格式,非定常状态则采用双时间步长方法.采用发展的一体化算法对二维圆管模型的气动加热和结构传热问题进行了数值模拟.结果表明:2s时驻点物面温度为390K,与其他文献的误差在3.1K范围内;稳定时驻点物面温度为647K.      

角加速度计在飞行器/水下航行器制导控制系统中的应用

介绍了角加速度计在飞行器/水下航行器制导控制的三个领域:制导控制一体化设计、抗未知瞬发干扰稳定控制、动力学系数辨识中的应用机理。角加速度计作为一种测量用传感器,能够在飞行器/水下航行器运动过程中直接采集俯仰、航向和滚动三个通道的飞行器/航行器本体的角加速度信息。通过对角加速度信息的获取及处理,分析飞行器/水下航行器质心运动与姿态运动的内在联系,同时将角加速度信息与惯性导航转置所采集的信息相互结合,便可以使得系统的动力学系数辨识和制导控制一体化设计成为可能;同时,由于角加速度信息在相位上超前于角速度反馈,因此引入角加速度信息的反馈可以提升飞行器/水下航行器抗未知瞬发干扰的能力。     

大型客机柔性后缘增升装置气动机构一体化优化设计

增升装置的设计对于大型客机来说是十分重要的,柔性可变弯的增升装置是未来大型客机的发展趋势,也是当前的研究热点。以某大型宽体客机内段翼型为研究对象,在襟翼内部的柔性变弯机构的带动下,可以使襟翼的后50%部分实现柔性变弯。在原始刚性襟翼的基础上,柔性变弯后的襟翼可使襟翼后缘增加8°的偏角。之后在三维后缘铰链襟翼机构的带动下,同时襟翼内部使用柔性变弯机构,采用"前缘下垂+后缘襟翼柔性变弯+后缘简单铰链襟翼联合扰流板下偏",进行起飞和着陆构型的二维气动/机构一体化优化设计,优化出来的结果与原始不柔性变弯的翼型相比,起飞构型的最大升力系数的增加量为0.119,着陆构型的最大升力系数的增加量为0.162,且着陆最优构型推迟1°迎角失速。     

一种一体化加力燃烧室的数值模拟

为适应新一代航空发动机高推质比的设计要求,设计出一种一体化加力燃烧室方案,利用截尾支板与带凹腔的分流环组合结构取代了传统火焰稳定器。对该方案进行了数值模拟研究及试验验证,结果表明:在该一体化加力燃烧室内涵中有3个低速回流区;截尾支板结构不仅起整流支板的作用,还能够起到火焰稳定器的作用;燃烧效率在90%～93%之间,流阻系数约为0.26;在所研究的工况下总压恢复系数均高于0.975,且主要的总压损失集中在截尾支板及分流环凹腔处。      

基于激光增材制造技术的航天运载器上面级舱体结构一体化设计与成形方法

为将激光增材制造(LAM)技术更加广泛的应用于航天运载器结构设计与成形,基于激光选区熔化(SLM)现有成形能力,实现了航天运载器上面级舱体结构一体化设计。具体建立无连接件的整舱一体化模型,成形缩比一体化舱体产品,并通过静力试验验证了基于激光增材制造技术的一体化设计与成形方法的可行性,从而对其在航空航天领域推广应用的技术途径进行探索。     

基于MRR-LSSVR 的发动机循环参数优化设计方法

为了实现飞机与发动机之间良好的协调与匹配,基于飞/发一体化设计软件AEDsys,通过约束分析、任务分析、参数循环分析、性能循环分析和安装性能分析等环节,对涡扇发动机总体设计进行了系统分析。针对性能循环分析中的备选发动机决策问题,提出了基于多输入多输出约简迭代最小二次支持向量回归机(MRR-LSSVR)的备选发动机代理模型构建方法,用于映射发动机设计参数与性能之间的关系,并通过可行序列二次规划(FSQP)算法自动优化出最佳的发动机设计循环参数组合,克服了AEDsys软件中发动机参数选择环节较为依赖设计经验、效率低的缺陷。