飞行器控制分配技术研究现状与展望

综述了现代飞行器控制分配技术的研究和应用状况.首先简要回顾了线性控制分配方法,然后着重论述了非线性控制分配技术的最新研究成果,包括截距修正法、分段线性规划法、非线性规划法及包含神经网络计算、遗传算法和模糊逻辑在内的智能控制分配技术,最后讨论了有待于进一步完善和深入研究的若干问题.     

高超声速飞行器后体喷管三维构型设计

为研究高超声速飞行器后体喷管三维构型的设计,以NASA半壁喷管试验为参考,进行了二维及三维内外流相互作用的数值模拟计算,分析了后体喷管三维流场的特点.从高超声速飞行器机身推进一体化的角度,构建了后体喷管三维构型,进行了不同构型设计对后体喷管性能影响的参数研究.结果表明:后体喷管的三维效应不可忽视,后体喷管侧壁的存在及下壁面长度对性能影响较大.      

一种新的蚁群算法及其在飞行器设计中的应用

尝试将蚁群算法引入飞行器优化设计领域,为此建立了适用于高维、多目标、多约束优化问题的连续空间蚁群算法,并以高超声速飞行器气动布局的多目标优化设计为例进行了验证.优化设计结果与采用遗传算法得到的优化结果进行了对比,指出了蚁群算法的优点.该研究可为蚁群算法应用于复杂、高维的大规模飞行器设计问题提供参考.      

液体火箭发动机自然循环预冷回路的数值研究

针对低温液体火箭发动机预冷自然循环回路的流动与传热过程,建立了一维非稳态均相流数学模型,采用反环状流和弥散流两种流型描述膜态沸腾流型及传热特性.数值计算结果表明:自然循环预冷回路中推进剂流量的不稳定特性是由驱动力——循环回路释热量的不稳定性造成的;预冷过程约80%的管路壁面温度下降由膜态沸腾所引起;反环状流和弥散流膜态沸腾流型的引入,可较好解释回流管壁面温度在预冷过程中的逆向分布规律.      

某高超飞行器流道冷流特征及气动力特性研究

对一种类似于X-43A的吸气式高超声速一体化构形全流道开展了风洞实验和数值模拟研究,分析了不同来流总压、飞行攻角以来流Ma数下全流道的流场结构和气动力特性.研究结果表明:(1)飞行攻角对全流道的流动结构和升力系数有着显著影响,但阻力系数的影响并不明显;(2) 研究范围内来流马赫数的变化对全流道的流动结构和全机气动力特性有着一定影响;(3) 前体横截面上存在显著的展向压强梯度,使得经过预压缩的气流偏离了进气道进口,但同时也减少了进入内通道的边界层气流,提高了进口流场的品质.     

MVC设计模式在民航空管生产运行管理系统中的应用

对于开发人员来说，要缩短项目开发周期、提高系统的可维护性和可扩展性，首要的任务是划分好系统的层次结构，合理地设计业务处理逻辑和数据逻辑。MVC模式是一种将表示、控制与业务处理相分离的很好解决方案，本文主要介绍了MVC模式下生产运行管理系统的设计和实现。     

适于飞控系统设计的缩比直升机建模

在传统的旋翼、尾桨、机身的气动力模型基础上,引入了缩比直升机的舵机、航向控制系统模型,建立了适合缩比直升机飞行控制系统设计的非线性飞行动力学数学模型。深入探讨了稳定杆对缩比直升机飞行动力学的影响,并进行了仿真计算,结果表明所建立的数学模型能反映缩比直升机的飞行动力学特点,适合其飞行控制系统设计。     

TC4钛板飞行器蒙皮零件热校形研究

论述了金属板料热校形机理一一主要是高温下应力松驰及材料的高温软化效应．并根据此原理对某飞行器TC4钛板零件进行热校形,其校形结果达到预期效果。     

柔性-刚性混合翼微型飞行器气动特性研究

提出了一种将柔性翼和刚性翼相结合的柔性-刚性混合翼微型飞行器新概念布局型式，通过与刚性翼微型飞行器的风洞对比试验研究了该新概念布局的气动特性。在此基础上，进行了柔性-刚性混合翼微型飞行器试验原理样机的飞行试验验证。风洞试验和飞行试验研究结果表明：柔性-刚性混合翼微型飞行器的新概念布局是可行的；与刚性翼微型飞行器相比而言，柔性-刚性混合翼微型飞行器具有更好的气动特性，对解决微型飞行器抗风稳定飞行问题是有效的。     

涡扇发动机起动和加速规律的研究及应用

研究了涡扇发动机起动和加速的一般规律及其设计方法;针对某型涡扇发动机存在的起动和加速方面的问题,进行了大量的试验研究和理论分析,提出了改进设计的方案,经验证,采用改进方案,大大提高了该型发动机空中加速性和地面起动性能.