用四元数描述飞行器姿态时的几个基本问题

讨论描述刚体空间姿态的欧拉—克雷洛夫角、方向余弦矩阵、四元数这三种方法,给出方向余弦矩阵与四元数之间关系的推导方法,推导并验证了合成转动四元数的求取方法,介绍了通过方向余弦矩阵推导四元数微分方程的方法。     

基于OPTIMUS的临近空间飞行器再入轨迹优化设计

针对临近空间飞行器再入飞行受到热流率、动压和过载等多约束情况下的轨迹优化问题,提出了基于OPTIMUS优化软件平台搜索初值的编程求解方案。首先根据再入飞行动力学原理建立数学模型,并合理简化,应用最优控制理论设计滚转角控制律;然后利用OPTIMUS软件平台搭建系统工作流程,进行试验设计并建立响应面模型,通过平台集成的优化算法寻找初值;最后结合不同优化算法的优点,基于遗传算法加模式搜索法编写程序求解轨迹。结果表明,基于OPTIMUS分析所设计的轨迹优化方案,可以快速确定较为准确的初值,计算效率显著提高,且能够保证较高精度。     

自动铺丝轨迹理论铺放角度偏差算法

铺放角是复合材料铺层设计的重要参数,在对铺层进行轨迹规划时采取不同的规划算法可能会导致轨迹角度偏离设计角度。本文从轨迹的方向性和可铺放性对固定角度法和测地线法进行了对比分析,在此基础上研究了复合材料自动铺丝轨迹的理论铺放角度偏差,提出了计算理论铺放角度偏差的几何算法,并基于Visual Studio 2010平台,应用CATIA二次开发技术实现了理论铺放角度偏差的计算。最后通过计算复合材料截锥壳45°测地线轨迹的铺放角度偏差验证了角度偏差算法的可行性、可靠性、实用性与高效性。     

旋翼自转状态在高速直升机升力转移过程中的应用

近年来高速直升机的方案日新月异、屈出不穷。但无论是哪一种方案都要解决导致直升机不能飞得更快的根本原因--气流分布的不对称性所造成的气流分离及激波问题。目前大多数高速方案都采用升力转移来解决这一问题，即从直升机模式由旋翼承担升力过渡到固定翼飞机模式由机翼承担升图示 。本文利用自转状态在相同临界迎角下可以承担更多升力的特点，提出将自转引入升力转移的过程中，并建立了速度与桨盘迎角的关系，研究了从正常直升机模态进入自转状态时的进入速度与桨盘迎角。通过算例说明将自转状态作为升力转移的过渡状态，可以达到减小机翼面积，从而降低机体重量，减小阻力的目的，并证明自转状态应用于升力转移过程中是实际可行的良好方案。     

仪器舱惯组支架角振动传递特性分析

大型的仪器舱角振动试验对试验能力提出了新要求,仿真计算十分必要。建立了仪器舱和惯组小系统的有限元模型,研究了惯组系统置于仪器舱支架上后角振动传递特性的变化规律,分析了线角交联响应特性。分析表明,放置于支架上的惯组角振动传递特性变得恶劣,而且线振动输入下交联响应较大。研究结论对于仪器舱角振动试验的实施具有很大价值。     

用MUSIC法确定声源频率和方位时误差的校正方法

为确定多个平面波窄带声源的频率和方位本文在阵列信号处理理论的基础上,提出用均匀线阵接收信号数据,并采用多信号分类法（ＭＵＳＩＣ法）对其进行频率,方位参数的分离估计,利用其正交性的谱估计来判断声源的频率和方位,在此基础地实际阵列中存在的阵元位置扰动,通道特性不一致和阵元之间的耦合这三种模型误差,提出了一种基于辅助源的校正方法,并得模型误差不影响声源的频率,只影响声源方位的判断,声学实验证实,通过校正     

雷诺数对大后掠小展弦比飞机纵向气动特性影响修正的工程计算方法

在非线性迎角范围内,雷诺数通过对机翼脱体涡和前机身体涡影响来改变飞机的纵向气动特性。由于现有风洞条件所限,在这一范围内,使用变雷诺数试验方法把试验数据外插到飞行值非常困难。为解决这一问题,本文给出了一种基于全尺寸飞行前缘雷诺数计算出外露翼可得到的前缘推力系数,并通过风洞试验求出试验条件下机翼上可得到的前缘推力系数,从而获得雷诺数对气动特性影响量的工程计算方法。该方法适用于翼面产生脱体涡流型或脱体涡占优（涡破裂前）所引起的非线性问题。     

弯曲及局部修型对大折转角扩压叶栅性能的影响

通过数值模拟对具有51°叶型折转角的环形扩压叶栅进行了研究.将外流飞行器上控制附面层流动的基本思想和修型措施应用于弯叶片的局部修型, 结合近壁面附面层流动和总压损失对比分析了大折转角扩压叶栅采用直叶片、弯叶片和局部修型弯叶片的气动性能.结果表明:在大折转角、高亚声速气流进口条件下, 局部修型弯叶片能更有效的控制大逆压梯度下叶栅内附面层的发展, 提高叶栅气动性能.      

Vega Prime实时视景仿真中实体姿态角研究与应用

实时视景仿真中准确描述实体的姿态十分重要,欧拉角就是一种描述实体姿态的有效方法,它广泛应用于各种系统,出于对各自问题解决的需要,不同系统对于欧拉角的描述不尽相同.实时视景仿真Vega Prime软件即采用欧拉角HPR来描述仿真实体的姿态,从欧拉角HPR的含义、如何将实体的姿态调整为给定姿态(h,p,r)和欧拉角HPR的求取等三个方面进行了深入研究,最后以实例的形式分析了欧拉角的求取过程和求取方法.     

放宽纵向静稳定度飞机的平尾面积收益分析方法

 从飞机配平角度出发,讨论了飞机的平尾面积和重心后移量对飞机纵向气动导数的单一和综合影响,推导出了平尾面积与重心后移量之间的数学关系,提出了一种新的分析和计算相结合的方法来快速分析放宽纵向静稳定度飞机的平尾面积收益,并应用该方法分析了放宽伊尔-76飞机纵向静稳定度的平尾面积-收益。