航路序贯飞行条件下的航空器自主间隔控制

针对航路序贯飞行条件前机减速情况下两航空器的间隔保持问题,在考虑航路飞行存在的随机扰动因素的情况下,提出了基于滚动时域控制的航向角调整和真空速调整的混合间隔保持策略。对不考虑随机扰动的静态离线优化、仅使用速度调整的在线优化和混合间隔保持控制律在线优化3种间隔保持策略进行了对比,仿真的结果表明,不考虑随机扰动的静态优化在预计机动时间结束后没有回到航路中心线,仅考虑速度调整的间隔保持策略在254 s内完成了机动飞行,同时采用速度调整和航向调整的混合间隔保持策略在97 s内完成了机动飞行,机动效率提高了61.8%。结果表明了混合间隔保持策略的有效性、高效性及鲁棒性。     

一种关于静压气体轴承节流孔系数的计算方法

基于层流边界层方程的分离变量算法和雷诺方程的解析算法,提出了一种关于单节流孔静压气体止推轴承的节流孔系数的计算方法。该方法通过比较层流边界层方程计算获得的气体轴承的质量流量和雷诺方程计算获得的质量流量计算获得了节流孔系数。将计算获得的节流孔系数和节流孔系数为常数0.8代入单节流孔气体止推轴承的雷诺方程中,计算获得的承载力与分离变量算法求解层流边界层方程获得的承载力进行对比,可以发现,相对于采用节流孔系数为0.8来说, 采用该计算的节流孔系数求解雷诺方程的承载力与分离变量算法求解获得的承载力结果精度最大提高了8%。从而验证了该计算节流孔系数方法的正确性。      

永磁同步电机新型单电阻电流重构技术研究

针对永磁同步电机在单电阻电流采样时,低调制区域和扇区边界区域难以进行电流重构的问题,提出了一种新型单电阻电流重构技术。首先,对三相电流重构技术原理进行研究,定义无法重构的区域为非观测区,对非观测区电流重构盲区进行分析。其次,使用脉冲宽度调制移相法对非观测区的电流进行重构,发现仍有部分非观测区只可测得一相电流,从而无法完成电流重构。针对这一问题,设计电流观测器,通过单相电流来估算三相电流,且不需要电机与负载参数,实现简单。试验验证表明,所提新型单电阻电流重构技术具有可行性和实用价值。     

飞翼模型微秒脉冲等离子体控制低速风洞试验研究

为改善飞翼模型低速、大迎角气动特性,在试验段截面为4.5m×3.5m的低速生产型风洞中开展了大展弦比飞翼模型微秒脉冲等离子体流动控制的试验研究,所用的飞翼模型展长为2.4m,展弦比为5.79,试验研究采用了测力和PIV (Particle Image Velocimetry)两种试验方法。通过测力试验研究了等离子体激励位置和激励频率对飞翼模型失速特性的影响,通过PIV流动显示试验给出了等离子体对翼面流场结构的影响。试验研究表明:等离子体控制能显著改善大展弦比飞翼模型低速大迎角下的气动特性,激励位置和激励频率对流动控制效果具有较大影响;等离子体激励位置在机翼前缘驻点附近、激励频率为100Hz时控制效果最好;试验风速V=70m/s (Re=2.61×106),等离子体激励的峰峰值电压为10kV时飞翼模型的最大升力系数提高20.51%,失速迎角推迟6°。     

容错箭载计算机的硬件故障注入方法研究

容错机制和设计方案的正确性验证是容错箭载计算机研制的重要环节,验证方法有理论计算、软件模拟和硬件模拟等3种。硬件故障注入法采用人为引入故障方法可加速系统的失效,并通过观察系统在出现故障之后的行为反应对容错计算机系统的容错能力进行评价,更适合工程应用。本文研究采用硬件故障注入方法和特定容错测试仪,对容错箭载计算机的容错机制和设计方案进行了正确性验证,为容错箭载计算机的工程应用奠定技术基础。     

基于PoE技术的航天器洁净室监测报警系统

为实现对航天器测试洁净室环境的实时监测,设计了一套自动、实时环境监测报警系统。采用最新的PoE技术,设计了符合IEEE 802.3at标准的PoE分离器电路,实现供电与信号传输通路的共用,使得终端监测仪集成化,减少了线缆接口,系统稳定性和灵活性都得到了大幅提高。经验证,本监测系统长时间运行良好,可广泛应用于多领域的洁净室监测。     

内埋武器高速投放风洞试验技术

在0.6m×0.6m量级亚跨超声速风洞开展了内埋武器弹射试验技术研究。研制的风洞双视角、高亮度光路系统和六自由度(6DOF)图像分析系统,可获得飞行器内埋武器弹射投放物全轨迹图像和气动参数。此试验技术可独立调节投放物弹射速度和角速度,并可保证弹射速度误差≤5%,角速度误差≤10%,重复率≥95%;新研制的高亮度光源系统使拍摄图像清晰度更高,模型迎角辨识精度≤0.2°,有利于模型运动轨迹分析;光路系统得到合理设计,便于使用双视角技术得到模型运动轨迹及6DOF数据。新技术已完成亚跨超声速、多体干扰复杂气动力条件下的风洞试验验证,各项参数均达到或优于已有技术指标,并多次为型号试验服务,满足飞行器内埋武器弹射投放风洞试验研究需求。     

直升机行星传动轮系故障诊断研究进展

行星传动轮系是直升机传动系统的核心部件,是直升机健康和使用监测系统(HUMS)重要的监测对象。直升机行星传动轮系具有结构复杂紧凑、组件繁多、工况瞬时多变以及使用环境恶劣等特点,导致直升机行星传动轮系振动信号污染严重、成分复杂,具有较强的非平稳性和耦合调制特征。另外复杂的故障模式、较少的故障样本,也都增加了直升机行星传动轮系故障诊断的难度。面对这些难题,研究人员在基于信号降噪与信号分离、时频分析与解耦解调、数学建模与模式识别的故障诊断技术上取得了丰硕的成果。面对仍然存在的一些亟待研究和解决的问题,提出了直升机行星传动轮系故障诊断技术的研究方向以及未来的发展趋势。     

并车螺旋锥齿轮传动动力学参数二维域界结构分析

构建了并车螺旋锥齿轮传动含间隙非线性动力学模型,采用变步长Gill数值法对振动方程进行了求解。将胞映射法引入齿轮动力学全局性态域界分析中,获得了动力学参数二维域界解结构。分别考虑了系统在齿侧间隙、综合误差、时变刚度以及阻尼比等参数域界结构中的稳态特性,借助相图、Lyapunov指数（LE）、Poincaré截面、快速傅里叶频谱分析(FFT)等手段研究了齿轮系统在多参数域共同激励下的动态分岔行为,验证了胞映射法在齿轮动力学参数域设计中的准确性。结果表明:当阻尼比ξ∈［0.025,0.225］时,在间隙和综合误差激励下系统均通过倍周期分岔进入混沌;较大阻尼比有助于系统处于稳态周期域中;时变啮合刚度激励下,系统在周期域和混沌域之间发生跃迁,域界附近参数的微小波动将导致吸引子进入另一吸引域中。      

高温高压下钨合金的剪切模量变化

在二级氢气炮上,对钨合金进行了冲击／再冲击、冲击／卸载实验,通过ＶＩＳＡＲ测试技术测量了样品／窗口界面的粒子速度波形。得到了钨合金材料在高温高压下剪切模量随压力的变化,实验结果表明,在０～２００ＧＰa的压力范围内,钨合金的剪切模量随压力的变化近似为二次曲线变化,将实验结果与用Ｓteinberg本构关系计算的剪切模量Ｇ进行了比较,二者结果符合较好。