大攻角试验半经验壁压信息洞壁干扰修正方法

提出用壁压信息洞壁干扰修正法,确定出大攻角典型试验状态的半经验修正系数,用它修正外形近似的模型大攻角试验其它状态的洞壁干扰。这样,模型大攻角试验的洞壁干扰修正既能接近壁压信息修正法的准确结果,又能如半经验修正方法那样简便。经两组模型试验数据验证,结果满意。     

二维风洞侧壁干扰修正准则的改进

Barnwell二维风洞侧壁干扰修正准则未计及壁面摩擦影响,理论上是不完善的。本文对此作了改进。用Karman-Pohlhausen方法对侧壁边界层进行了处理;将壁面摩擦项用速度梯度适当表示出来,从而克服了因考虑摩擦项带来的困难。建立了修正准则的新形式。在改进的准则中摩擦影响是通过Pohlhausen型边界层参数Λ表示的,Λ绝对值越小摩擦影响越大。此外,文中对修正中有关参数,如δ~*的选取以及湍流情况作了简单讨论。     

关于飞机尾翼压力中心位置的计算讨论

本文介绍了一种基于全机压力分布数值计算(以下简称CFD计算)的飞机尾翼压力中心位置的计算方法,设计目的是为了和飞机设计规范中的估算方法进行对比分析和讨论。目前,我国飞机尾翼压力中心计算所参考的规范和方法主要有FQG (S) 《飞机强度设计规范》(1975年版)、《尾翼强度设计指南》以及CFD计算积分法,选取不同的规范和方法计算得到的尾翼压力中心位置不同,所得到的尾翼载荷大小也有所区别。本方法关于飞机尾翼压力中心位置的计算讨论,对尾翼气动力设计优化有重要的反馈评估作用。     

航天大型薄壁结构装配制造尺寸精度预测与控制方法

大型薄壁结构的弱刚性导致其在制造过程中变形是影响尺寸精度的主要因素,如何对加工和装配过程零组件的偏差场进行精确预测与控制是提升制造质量、改进工艺参数的关键。本文针对大型薄壁结构制造与装配过程偏差场特性进行研究,提出适用于航天大型薄壁产品装配过程偏差场预测与控制方法。以基本变形模式的线性组合构建大型薄壁结构空间偏差场,考虑大型薄壁结构装配过程内应力的协调变形,以零件与装配体之间基本变形模式的映射关系建立大型薄壁结构装配过程偏差场预测模型。基于零件基本变形模式对装配体偏差的贡献量化值进行薄壁结构装配过程偏差溯源,提出两步寻优方法求解零件特定基本变形模式的最优控制点集,以最优控制点集的偏差调整实现大型薄壁结构装配过程的偏差控制,为航天大型薄壁结构装配过程的尺寸精度预测与控制提供理论基础与技术指导。     

民机配平空气系统小偏差化动态建模仿真方法

配平空气系统（TAS）作为民用飞机空调系统（ACS）中的子系统之一,其本质是舱室内温度调节的高温气体支路。该系统的动态特性较大地影响着下游乃至舱室内空气参数的变化,不利于下游参数的稳定。因此需要依据系统固有的动态特性,通过设计系统的控制规律,达到稳定下游空气参数的目的。随着系统方案及部件的更新换代,民机配平空气系统的压力控制方式逐步由机械气动式压力调节活门转变为电动式压力调节活门辅以压力传感器的方式。这种方式要求对配平空气系统的动态特性进行快速、准确的仿真,并能够依据仿真结果进行压力控制律设计。本文提出小偏差化的线性化处理方法作为动态特性建模仿真的理论推导依据,对采用电动式压力调节活门和压力传感器方案的典型民机配平空气系统建立高效的动态仿真模型。经校验,该方法结果准确。此外,还根据动态特性分析结果给出电动式压力调节活门的控制律设计实例,有效实现了良好的压力调节效果。根据设计流程提出了配平空气系统的压力控制需求,为民机空调系统的动态仿真建模方法提供指导思路。     

带旋转的三面互检法

按传统三面互检法评价平面度偏差,结果只能由评价平晶在两条相互垂直的直径线上的测量数值得到,其评价方法与平晶的真实面形偏差存在差异.本文介绍的基于光电探测技术、激光干涉技术、图像处理技术的带旋转三面互检法可以解出平面上N条直径线上的点的面形偏差,可以提高测量准确度.     

精密旋转设备静、动平衡量测试方法研究

对精密旋转设备的静、动平衡原理进行了深入分析,提出了相应的测量方法;为了减小对主轴回转精度的影响,进行了双校正面的动平衡系统设计和整机的静平衡系统设计,其结论对各类精密旋转设备总体结构和主轴系统设计具有指导意义。     

飞控系统最坏情况分析方法研究

提出了飞控系统在其主要影响因素(自然风、推力偏心、控制参数偏差、结构误差等)的作用下进行最坏情况分析的方法。给出了飞控系统最坏情况法整体分析流程,建立了自然风、发动机推力偏心、控制参数偏差和几类主要结构误差的扰动模型。提出了利用直接代入法和正交试验相结合的方法辅助最坏情况进行分析,并给出了详细算法流程。最后以某飞控系统为案例验证了该方法的正确性和可行性。     

烧／侵蚀耦合效应及其对再入体落点的影响

研究了再入体零迎角再入飞行过程中的烧／侵蚀耦合效应，讨论了烧／侵蚀耦合效应对导弹落点的影响，在研究过程中提出了烧／侵蚀外形法向处理方法，并对不同的再入条件进行了烧／侵蚀外形及再入弹道计算，计算结果表明，烧／侵蚀外形法向处理方法简单可靠；零迎角再入飞行时烧／侵蚀耦合效应能够引起一定的落点偏差，且落点偏差的值与再入条件有关。     

利用姿态测量数据确定卫星初始轨道

提出了一种利用姿态测量数据确定卫星初始轨道的新方法。姿态确定后,根据卫星姿态与位置函数的关系,可确定位置矢量的方向数。采用三个不同时刻的测量值,根据飞行时间定理和几何约束条件,得到卫星轨道的解析方程。利用微分校正法解方程即可得卫星轨道参数,最后对卫星多种姿态及飞行轨道进行了仿真计算,结果显示迭代算法收敛,证明此方法是可行的。