用适应性理念指导短程客机概念设计

提出一种适应性设计理念,以应对飞机概念设计中用户需求、竞争环境、先进技术成熟度等不确定性因素。其基本思想是在飞机概念设计中应事先为后继机型应用新技术预留发展空间,以便后继机型能适应新的用户需求和竞争环境。根据适应性设计的理念,对一种短程客机的基本机型及其后继机型进行了概念设计。短程客机基本型采用尾吊布局型式,目的是为后继机型应用新型发动机和先进机翼气动技术预留发展空间。基本机型N1配装齿轮传动涡扇发动机和超临界后掠翼;第二代机型N2-A和N2-B分别采用开式转子发动机或小后掠自然层流机翼技术;第三代机型N3同时采用开式转子发动机和小后掠自然层流机翼技术。基本型与后继机型自然过渡,形成飞机族,具有很好的继承性。对飞机族的评估表明,两种第二代机型的油耗比基本型分别低17%和7%;第三代机型的油耗比基本型低26%。整个客机系列具有很好的可持续发展能力。     

航天器相对运动与Hill解的适应性分析

研究了空间飞行器编队中最具基础性的问题之一，即相对运动的角析表达及Hill方程的适用条件，通过建立相对运动的通解公式。针对不同性质的初值深入地分析了其相对运动轨迹的本质特征，并给出了Hill方程的适用条件，此外，文中还给出了一个新的编队设计简化公式。     

MTM反熔丝器件编程单元的空间应用适应性评估

文章结合航天应用空间环境要求以及MTM反熔丝器件的特点,对MTM反熔丝器件编程单元的航天应用特性进行了分析,提出了MTM反熔丝单元的可靠性评估方法,并对MTM反熔丝单元编程前后的可靠性进行了评估;从抗总剂量和抗单粒子效应两方面对MTM反熔丝器件的空间环境适应性进行试验验证。结果表明:MTM反熔丝工艺满足空间环境应用需要,采用该工艺的器件应用于航天器具有较高的可靠性和空间环境适应性。     

深度变推发动机浮动环工作适应性研究

按照我国载人航天登月需求,正在开展多次起动、10%~100%深度变推力80 k N液氧/甲烷发动机关键技术研究。氧涡轮泵作为发动机的核心组件,采用的浮动环密封变工况工作适应性将直接影响到涡轮泵工作的安全性和可靠性。依据发动机系统变推力要求,采用数值计算方法对浮动环密封进行不同推力工况、不同偏心率条件下的浮起力计算,并与一维方法计算的浮起阻力结果进行对比分析,确定全工况范围内一、二级浮动环工作时偏心率介于0.4~0.6之间,浮动环泄漏量约为2.58~39.4 g/s。浮动环在此偏心率范围内工作可靠性高,可以有效地避免浮动环碰磨、崩边,具备大范围变工况工作能力,满足涡轮泵安全性工作和发动机深度变推力工作要求,可以为涡轮泵方案论证及设计提供理论依据。     

吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术研究进展及分类对比分析

为了探索吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术新理念,按照高超声速飞机和SSTO/TSTO分类对其一体化设计技术主要研究进展进行了对比分析,结果表明:高超声速弹用一体化设计技术采用将进气道直接作为前体的方案较多;高超声速飞机一体化设计技术需重点兼顾宽速域整体气动性能;SSTO/TSTO一体化设计技术则由于火箭发动机的引入在一定程度上改善了其对一体化设计的具体需求;同时,近年来高超声速内/外流"弱干涉"和"无干涉"等新型一体化设计技术已逐渐成为一个重要发展方向。对背负式进气的内/外流"无干涉"一体化和常规腹部进气的前体预压缩内/外流"强干涉"一体化方案开展初步对比,研究表明"无干涉"一体化方案升阻比等气动性能更优,同时整体气动特性对飞行条件变化不敏感,具有更好的宽速域适应性,值得进行深入研究。     

通用的前馈振动控制Simulink仿真系统及其应用

利用Simulink平台，建立一个基于自适应滤波技术的前馈振动控制的通用仿真系统，并对直升机结构响应主动控制进行仿真研究，为了模拟机体的力学特性以及旋翼对机体的激振作用，本文建立了一个带伺服液压惯性式作动器的自由一自由梁模型，并使之处于双频扰力作用下，对于该模型，采用了FIR、SIIR等滤波模型进行识别和控制。通过对不同控制模式和与之相适应的滤波算法的仿真研究，揭示其算法收敛性和收敛速度等特性。     

直－九直升机地面共振当量模型及稳定性分析

本文推导了直升机地面共振当量模型中的当量质量、当量刚度与当量阻尼的计算公式，分析了机体动力特性及其主要影响因素，并运用当量地面共振二维模型计算了直一九直升机旋翼／机体耦合地面共振稳定性。在此基础上分析了机体阻尼与旋翼阻尼各自对直－九直升机地面共振稳定性的影响。计算与分析结果表明，未国产化的直－九直升机在使用范围内不会发生地面共振，这与直一九宜升机实际使用情况相符合。所用计算模型及计算机程序可直接用于直－九直升机国产化中地面共振稳定性分析。     

吸气式飞行器高超声速风洞气动力试验技术研究进展

机体/推进一体化吸气式飞行器结构布局形式特殊,为精确获得其气动力特性风洞试验数据,必须发展可靠的风洞试验技术。针对一体化高超声速飞行器气动力风洞试验需求,在中国空气动力研究与发展中心的高超声速风洞上发展了吸气式飞行器通气模型测力试验技术、尾喷流模拟测力试验技术、铰链力矩测量试验技术、通气模型动导数测量试验技术和飞行器表面摩阻测量试验技术,为获得可靠的机体/推进一体化吸气式飞行器高超声速风洞气动力特性数据提供技术支撑。     

智能螺旋桨发展现状及其在临近空间飞行器中的应用

提高推进系统的效率对实现浮空器在临近空间长期悬停意义重大,对国外最新的有关螺旋桨（含旋翼）基于自适应结构变形的重大研究计划和原理进行了深入地分析,旨在找出能突破目前临近空间螺旋桨因设计变量少而导致其效率和工况适应性难于大幅度提高的困境的方法.研究表明,这一困境有望通过自适应结构变形的方式得以解决.     

双闭环兰姆凹陷激光稳频方法

兰姆凹陷稳频激光器环境适应能力较差、在环境温度变化时容易失锁的问题,主要是由于环境温度波动导致的激光器腔长变化超出了压电陶瓷的调整范围。本文提出将兰姆凹陷稳频技术与热稳频技术相结合的方法,利用附加的温度控制系统补偿环境变化造成的激光器管壁温度变化,使工作过程中激光器腔长基本保持稳定,从而保证激光器谐振腔长变化不超出压电陶瓷的补偿范围。试验表明,所用方法解决了兰姆凹陷稳频激光器容易失锁的问题,提高了激光器的环境温度适应性,为兰姆凹陷稳频技术在工业现场的应用创造了条件。