某机巡航构型下积冰后的翼面流场特点与风险管控

为确定某涡桨飞机巡航构型下积冰后的风险管控对策,从翼面流场特点入手,分析了有关风险,提出了具体对策。结果表明：受螺旋桨滑流及翼型的影响,该机两侧机翼积冰与气流分离不对称,是一个不容忽视的重要特点,进而导致右翼升力减小及右副翼效率下降,飞机持续右滚、下俯,高度急剧下降;而有关资料未考虑此特点,对积冰后的现象及处置描述不够完善,容易引起飞行员错误处置,风险很高。对策包括：高度重视在积冰区飞行时的风险管控;必须在积冰区飞行时,根据飞行高度、重量,按照相关原则选择速度,正确使用调整片,必要时做适当的机动;一旦飞机异常右滚,驾驶杆意外右偏,应先减小攻角、改平坡度,再拉杆退出俯冲;力戒本能地在大攻角下压杆,带着坡度拉杆等错误动作;避免大的侧滑角和平尾负攻角。应通过进一步研究、论证,完善技术资料中有关表述。     

实时数据驱动的飞机大修过程精准管控方法

本文结合CPS技术,面向飞机大修过程的实时感知、动态响应和精准管控提出了实时数据驱动的飞机大修过程精准管控框架。以某飞机大修车间为背景,设计开发了飞机大修过程执行管控系统,并以飞机大修过程的返工应用场景为例进行了应用分析。     

基于角动量空间的SGCMGs姿态控制策略

针对单框架控制力矩陀螺（SGCMGs）的奇异问题,旨在建立一种基于角动量空间而非力矩空间的SGCMGs姿态控制策略,从根源上解决SGCMGs的操纵奇异,且不失其敏捷特性.由于此控制方案的动量管理环节需要另外一套动量交换机构参与,故引入反作用飞轮（RWs）组成混合执行机构,同时RWs可在机动末端用于高精度姿态稳定.针对双平行SGCMGs,采用特征轴时间最优路径进行角速度规划,并基于角动量空间设计控制策略.同时,针对一个陀螺失效的情况设计了相似的角动量控制算法.仿真结果表明,采用角动量控制律不涉及奇异问题,且敏捷性与稳定性良好.     

公务机机载资料的优化管控

公务机机载资料的管理和控制是影响公务机安全运营的重要工作内容。本文探讨了以闭环模式在公务机运营单位实行机载资料优化管控的条件和方法,以便为公务机的适航和维修工作提供可靠的技术依据。据Teal公司预测,到2020年左右,全球对公务机的需求量将达9000架,总价值逾900亿美元,而中国是最具潜力的市场之一。当前,国内公务机运营单位的业务量均是以每年10%以上的速度增长,加之公务机兼具通用航空和运输航空的一些特点,这就对公务机的运营     

基于磁力矩器的GEO卫星角动量卸载方法

针对GEO卫星的角动量卸载,提出了利用磁力矩器进行卸载的方法.对静止轨道上地球磁场强度进行了分析,对于中国上空的静止轨道区域,静止轨道的磁场主要在卫星Y方向即南北方向,其次在X方向.对开关式磁力矩器的卸载方案进行了研究,列出了卸载需要满足的方程,对方程的解进行了讨论.最后,提出了磁卸载的四个工作模式并进行了仿真,证明该卸载方法具有良好的适用性.     

基于参数辨识的大型航天器自适应角动量管理

航天器姿态控制/角动量管理(ACMM)通过调整航天器姿态使引起控制力矩陀螺(CMG)角动量积累的扰动力矩相互抵消,从而有效减小用于CMG卸载的燃料消耗.设计的基于在线参数辨识的自适应ACMM控制器由在线参数辨识回路和反馈线性化回路构成.反馈线性化回路通过状态变换以及相应的输入变换,将原ACMM系统精确等价为一线性系统,通过线性控制器的设计得到适用于原系统的非线性控制律.在线辨识回路利用闭环控制信息对航天器质量特性进行辨识,弥补了反馈线性化对系统模型参数敏感的不足.以空间站组合体舱段转移任务为例进行的数学仿真显示,控制器在力矩平衡姿态(TEA)远离对地定向姿态时具有良好控制性能.     

太赫兹雷达前沿探测成像技术

综述几种典型的太赫兹雷达前沿探测成像技术.首先,回顾太赫兹雷达技术的发展历程,分析其实用化进程中面临的挑战;然后,分别从太赫兹雷达增程、前视成像探测以及雷达信号处理三个方面展开论述,梳理太赫兹单光子探测、里德堡原子探测、孔径编码成像、涡旋目标微动探测以及智能信息处理五种典型的太赫兹雷达探测前沿技术的研究背景、基本原理、...     

航空复合材料智能制造新模式的探索与实践

以航空复合材料数字化工厂的建设为研究对象,深入剖析复合材料专业在智能化转型过程中的解决难点。航空复合材料制造是典型的离散型制造模式,涉及特种工艺多,冷热工艺混合,工序流程复杂,很难通过单一的流程来驱动数字化、智能化体系的构建。详细阐述了航空复合材料数字化工厂建设过程中的工序自动化作业、物联网终端建设、设备设施集成管控、自动化仓储、物流管控、制造过程无纸化等方面建设内容。工厂智能化制造在全要素、大专业、体系化管理方面有很大的创新,实现了一个比较完整的工厂智能制造模式,而非单一局部的数字化、智能化,形成了一个航空复合材料智能制造模式的较好示范,提升了航空复合材料制造效率、质量,降低了制造成本。     

超声速旋流器内气相流场的数值模拟

为了研究旋流对超声速喷管内流场的影响,在现有旋流器的基础上,通过简化模型而设计出一套前置式超声速旋流器装置,并建立不同旋流器下的三维几何模型,利用计算流体动力学(CFD)软件Fluent,结合realizable k-ε湍流模型对气相流场进行数值模拟。结果表明：在保持入口总压恒定时,随着进气道数量的减少,气体在旋流器中产生的最大切向速度会增大,但不会改变喷管流动具有组合螺旋涡的特性;由于气体的角动量是以减小轴向动量为代价,切向速度的增大,导致出口截面处的平均轴向速度减小;入口总压增大时,气体速度与静温在收缩段的分布接近,在扩张段,气体速度和马赫数增大,而静温减小,并且切向速度在出口截面沿径向方向上呈现出几乎相同的分布。     

Local controllability and stabilization of spacecraft attitude by two single-gimbal control moment gyros

The attitude control problem of a spacecraft underactuated by two single-gimbal control moment gyros （SGCMGs） is investigated. Small-time local controllability （STLC） of the attitude dynamics of the spacecraft-SGCMGs system is analyzed via nonlinear controllability theory. The conditions that guarantee STLC of the spacecraft attitude by two non-coaxial SGCMGs are obtained with the momentum of the SGCMGs as inputs, implying that the spacecraft attitude is STLC when the total angular momentum of the whole system is zero. Moreover, our results indi- cate that under the zero-momentum restriction, full attitude stabilization is possible for a spacecraft using two non-coaxial SGCMGs. For the case of two coaxial SGCMGs, the STLC property of the spacecraft cannot be determined. In this case, an improvement to the previous full attitude stabilizing control law, which requires zero-momentum presumption, is proposed to account for the singu- larity of SGCMGs and enhance the steady state performance. Numerical simulation results demonstrate the effectiveness and advantages of the new control law.