高超声速飞行器一体化纵向气动特性分析

高超声速飞行器机体/推进一体化构型具有高性能、高升阻比等优点,但由于气动、推进与控制作用相互耦合,给飞行动力学模型研究带来新的挑战。基于高超声速飞行器空气动力学理论,研究了一体化的气动推进计算方法。该方法采用斜激波理论、普朗特迈耶公式及激波膨胀波理论计算了高超声速飞行器气动力及推力,通过与CFD的计算结果比较,验证了方法的准确性与可靠性。最后对飞行器的纵向气动特性进行了分析与讨论。     

从F／A-18舰载战斗机的演进旨飞机平台的生命力

市场或者战场适应性强、能真正满足用户需求,且市场和使用生命力旺盛,这是任何一款成功机型共同的特征。F／A-18舰载战斗机自1975年开始研制至今,已发展了A／B、C／D、E／F等多种型号,同时还衍生出了RF-18、EA—18G等侦察和电子战机种。它的研制、改进和发展历程、实战表现和市场业绩,足以印证它是一款成功的机型。     

飞机刹车控制系统对制动材料适应性研究

针对飞机制动用碳刹车材料力矩冲锋、系数波动较大等对系统的影响,本文从峰谷比η、冲峰时间T_C、平均力矩M_A等碳盘参数入手,采用初始加压IPP、刹车指令多级处理技术MPTB、五级偏压调节PPB等技术,重点以控制角度提高系统对碳盘的适应性,动力联试表明:相对传统刹车模式,新方法对不同厂家、不同工艺的刹车盘适应性更强、制动过程更加平稳。这对提高现役飞机制动的安全性和可靠性具有重要现实意义。     

基于深度置信网络的机载外挂振动预计方法

针对机载外挂挂飞振动环境与飞行高度、马赫数的非线性关系,提出了一种基于深度置信网络(DBN)的振动预计方法。从仿真的角度根据GJB 150.16A中的经验公式产生7 470组数据,分别建立线性回归、多项式回归和DBN振动预计模型,并优化网络隐含层节点数,对比分析了三种方法的方均根误差、平均绝对误差和平均相对误差。利用工程案例验证了DBN预计方法的可行性和准确性。结果表明:DBN模型能够充分表征外挂在挂飞过程中振动与影响因素的非线性关系,整体预计效果优于线性回归和多项式回归,且预计平均相对误差在2.24 dB左右,误差减小50%以上。该方法能够为机载外挂振动环境的预计提供一种新的思路,支撑航空武器装备的环境适应性分析、设计与验证。     

新型无机热控涂层的性能及应用

采用自制新型无机白色填料、无机黏结剂制备了高稳定无机热控涂层。对热控涂层的厚度、面密度、热辐射性能、真空挥发性、热循环性能、空间环境稳定性(真空-紫外、真空-质子、真空-电子、原子氧)及多种基材的适应性进行了测试与验证。结果表明:新型无机热控涂层的太阳吸收比≤0.07、半球发射率≥0.90、面密度200～360 g/m~2,经过地面模拟空间环境试验后涂层的太阳吸收比退化量较小,具有优异的空间环境稳定性,适用于多种基材表面。     

飞机结构局部环境加速腐蚀当量谱

提出了编制海军飞机结构关键危险部位环境谱的技术途径,在地面停放环境谱的基础上,综合考虑关键部位的结构形式、密封性等诸多因素,给出局部环境谱。提出用金属腐蚀电流Ｉｃ作为度量尺度和用控制金属表面湿润时间的方法,对环境谱加速。经试验得出加速腐蚀折算系数α,将局部环境谱转换成给定环境下的当量加速试验谱。加速腐蚀损伤与机场环境损伤结果相吻合。     

高适应性低成本大型无人机导航与控制系统

设计的数字式导航与控制系统沿着高适应性低成本方向,综合考虑了大型高亚声速无人机可靠性和经济性,采用了起飞发射段控制律优化设计、高低空自适应变参技术和高性价比的组合导航策略.在保证飞行品质和降低系统成本的同时,扩宽了大型无人机的使用空域和地域范围.经过仿真试验和实际飞行验证,该系统控制飞机姿态稳定,定高效果好,飞行航迹与规划航路误差很小,系统的各项功能均得到实现,适应了"一个系统,多种平台"、"一种平台,多种用途"的大型无人机发展需要.     

航天复杂产品研发中的环境适应性设计

根据航天产品近几年的现状和发展特点,分析了航天复杂产品诱发环境和产品环境敏感性变化趋势,列举了一列产品设计中容易被忽略的微环境因素,提出了复杂产品环境适应性设计的基本原则和产品研发中从多个层面考虑环境适应性及研发成本的具体思路。     

高超声速一体化飞行器推阻特性测量研究

利用飞行器和发动机研究成果,设计了能在Φ600mm脉冲燃烧风洞开展试验研究、基本满足推阻平衡要求的缩比机体/推进一体化飞行器模型,利用Φ600mm脉冲燃烧风洞,完成了带动力一体化飞行器推阻特性的试验研究.设计了组合式三分量一体化飞行器测力天平,在以氢气为燃料、发动机工作时(油气比约为1.2),一体化飞行器模型推力与阻力相当,飞行器实现了推阻平衡.试验表明,飞行器和发动机匹配良好,发动机实现了点火和稳定燃烧,并取得了较高的推力收益,较好地验证了超燃冲压发动机和一体化飞行器设计和计算分析预测的有效性,为大尺度飞行器测力研究奠定了技术基础.     

一种考虑自动驾驶仪动态特性的自适应变结构制导律

对于平面拦截问题，提出了一种新的具有强鲁棒性的末端导引规律。将目标的机动加速度视为一类有界扰动，以视线角速率作为零输出状态变量，考虑导弹自动驾驶仪动态特性，应用滑模趋近律概念，综合设计了一种自适应变结构制导律。理论分析与数字仿真表明这种制导律不但具有优良的弹道特性，而且具有很强的鲁棒性和适应性，同时方法简单、易于理解，便于工程应用。