飞航导弹分层滑动模控制

对 １ 个二层的非线性模型进行了仿射型化,使块对角结构具有分层仿射型特点,提出了滑动模块对角控制器的设计方法,实现了飞航导弹的非线性控制系统的设计。仿真结果表明,这种设计方法对模型参数变化具有很强的鲁棒性。     

长征五号火箭完成初样数字样机模装协调

正处于初样研制攻关阶段的长征五号运载火箭,最近顺利完成初样第二轮全箭数字样机模装协调工作,在中国火箭史上首次实现了全型号数字工程化应用。     

基于微处理器的同步串行接口技术研究

设计了一款基于SPI接口的同步串行通信模数转换电路,通过使用MCU片内寄存器配置编程与I/O口模拟时序输出编程的不同方法实现了芯片间SPI同步串行通讯,适应了具有多路SPI通讯接口的复杂集成电路系统设计需求,该技术具有较高的工程应用价值。     

基于3D打印技术的预研涡轮叶片精铸蜡型快速制造方法

针对航空预研涡轮叶片制造成本高、周期长等问题,提出一种基于光固化成型技术的涡轮叶片快速制造方法。根据涡轮叶片的结构特点设计蜡模模具及其冷却结构,采用光固化成型技术制造模具型壳和内植冷却流道,基于凝胶注模方法将氧化铝等陶瓷粉末填充于模具内腔,实现了涡轮叶片蜡模模具的快速制造;基于ANSYS模拟研究了蜡模模具和蜡模温度场分布;采用三坐标测量分析了涡轮叶片精度。研究结果表明:随形冷却流道明显改善了蜡模温度场的均匀性,缩短了蜡模的冷却时间,提高了蜡模的制造质量,金属涡轮叶片尺寸精度达到CT4~CT5等级,表面粗糙度Ra达到4.97μm,相对于金属模具制造方法,显著缩短了预研涡轮叶片的制造周期,大大降低了制造成本。     

机抖激光陀螺捷联系统动力学建模及结构动特性设计方法

机抖激光陀螺捷联系统普遍采用抖频偏频技术消除闭锁效应的影响,这使得激光惯导成为自带激励源的动力学系统,动力学系统结构参数的设计将影响陀螺抖动效率和陀螺测量精度。在陀螺抖动驱动力条件下,建立了包含激光惯导箱体、惯性测量本体、陀螺、减振器、抖轮在内的较为完整的动力学模型,给出了该模型的解答过程和Matlab仿真计算结果,讨论了不同结构参数对抖动效率及惯导精度的影响规律,并在此基础上提出了激光惯导结构基于动特性设计的原则和方法。经验证,该方法能够有效指导结构转动惯量等参数设计,提高了设计质量,有效避免了激光惯导由结构设计不足而导致的动力学问题。     

加力燃烧室双层壁隔热屏综合冷却效率的实验研究

为了研究加力燃烧室双层壁隔热屏的冷却特性,进行了综合冷却效率的模化及关键参数的匹配,通过红外测温技术测量了气膜板主流侧的综合冷却效率分布,研究了冲击孔板开孔率(φ=0.5％,0.6％,0.7％,0.8％)和动量比(I=0.02～1.38)对双层壁隔热屏综合冷却效率的影响.研究结果表明:实验室工况(主流与二次流温度比Tg...     

燃气管路气流脉动压力模化试验研究

燃气管路气流脉动特性是影响补燃循环多推力室液体火箭发动机安全运行的因素之一,气流脉动压力强度剧烈时将影响管路下游燃烧室燃烧稳定性及发动机的正常工作.为探究液体火箭发动机燃气管路气流脉动压力特性,对燃气管路进行了模化试验,分析了进口流量分别为额定值模拟流量65％,100％和108％下无导流装置和有导流装置的气流脉动压力变...     

金属波形膨胀节在六分量天平中的试验

为了探索弹性波纹管与内流式六分量天平的关联特性,在深入分析测力天平机理的基础上,采用测力台架与固定引气管路驻点式膨胀节软弹性连接方案.在载荷按刚度分配原则下,对膨胀节连接前、后天平输出信号的变化及天平控制体加压产生的附加力进行了对比分析,开展了膨胀节刚度、有效面积与测力平台的匹配性研究.试验结果表明:驻点式膨胀节的拉伸安装效果显著,为减少天平基准驻点漂移,提高测力系统的气动稳定性,有效面积的一致性一定要好,特别是整体横向刚度尽量小.      

固体火箭发动机水下试验的数据处理方法研究

针对固体火箭发动机水下试验数据参数变化剧烈、信号严重混迭及难以分辨的问题,提出了一种基于小波变换的软阈值去噪法,完成了固体火箭发动机水下试验推力数据的分析和处理.与传统数据处理方法对比分析表明:该方法可以将动态数据分解为反映过程“低频”特性的近似分量和反映“高频”特性的细节分量,便于对发动机性能进行分析;在去除试验数据干扰的同时保留了试验数据自身的变化特征,满足了工程应用对固体火箭发动机水下试验数据处理的要求.     

NF-6增压连续式跨声速风洞流场特性与标模试验

NF-6风洞是中国第一座增压连续式跨声速风洞。对NF-6风洞试验段流场特性进行了总结分析,研究结果表明该风洞具有优良的流场品质,总体上达到了设计要求,具备了承担型号和科研试验任务的能力。通过AGARD-B标模试验,进一步完善了NF-6风洞试验段流场品质校测项目,检验了该风洞的测力试验能力。NF-6风洞标模试验结果与国内外风洞试验数据吻合较好,试验精度和风洞平均气流偏角满足国军标要求,表明该风洞具备了测力试验的能力。