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椭球体头部高超声速飞行器FADS技术实验研究

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实验流体力学 2024年

作者：王傲顾蕴松赵冬凯王维新关兴太南京航空航天大学非定常空气动力学与流动控制工业和信息化部重点实验室

相较于以探针、风标为代表的传统大气数据系统，嵌入式大气数据传感（FADS）系统在热防护、隐身性及测量精度方面更能满足高超声速飞行器任务需求。针对头部为椭球体的升力体构型高超声速飞行器，在风洞缩比实验模型头部布置11个测压孔... 详细信息

相较于以探针、风标为代表的传统大气数据系统，嵌入式大气数据传感（FADS）系统在热防护、隐身性及测量精度方面更能满足高超声速飞行器任务需求。针对头部为椭球体的升力体构型高超声速飞行器，在风洞缩比实验模型头部布置11个测压孔，综合考虑迎角及侧滑角角度敏感性、马赫数解算精度和多冗余度等影响因素，分析选取了角度和马赫数解算时的测压孔配置方案。结合三点法与拟合算法的优势，建立了高超声速条件下椭球体头部飞行器嵌入式大气数据系统解算方法，并对椭球体头部和激波带来的气流角放大效应进行修正。Ma=6.0的风洞实验结果表明：高超声速FADS系统解算方法的角度解算不确定度小于0.41°、准度小于0.38°，马赫数解算不确定度小于1.1%、准度小于0.52%。

关键词： FADS 椭球体头部高超声速飞行器气流角放大效应解算方法高超声速风洞试验

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基于遗传算法的新型四轴混联机床优化设计

航空制造技术 2013年第7期56卷 78-82页

作者：陈静中航工业航空动力控制系统研究所

基于模块化设计技术,提出了一种完全由直线电机驱动的新型四轴混联数控机床,并介绍了其基本结构型式。以该机床并联主轴模块为研究对象,建立了主轴机构运动学方程,并给出了机构的雅克比矩阵。同时,基于遗传算法,以机构的灵巧度为目标对... 详细信息

基于模块化设计技术,提出了一种完全由直线电机驱动的新型四轴混联数控机床,并介绍了其基本结构型式。以该机床并联主轴模块为研究对象,建立了主轴机构运动学方程,并给出了机构的雅克比矩阵。同时,基于遗传算法,以机构的灵巧度为目标对机床主轴进行了优化。经仿真验证表明:机床并联主轴在整个工作空间内操作性能得到了较优的改善。

关键词：并联主轴机构雅克比矩阵遗传算法优化设计

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航空发动机转子叶片扰流激振设计及试验研究

航空动力学报 2024年第2期39卷 95-101页

作者：杨正兵李京李光辉胥奇西北工业大学动力与能源学院西安710072 中国航发四川燃气涡轮研究院成都610500 西南交通大学力学与航空航天学院成都611756

为了研究转子叶片共振状态下的动力学参数特征,提出一种基于转子叶片系统扰流激励共振的方法。通过转子系统和扰流柱的结构设计和合理布局,采用双向流固耦合计算方法,仿真分析了不同工况下叶片的动态响应特性,实现了目标转速范围内转子... 详细信息

为了研究转子叶片共振状态下的动力学参数特征,提出一种基于转子叶片系统扰流激励共振的方法。通过转子系统和扰流柱的结构设计和合理布局,采用双向流固耦合计算方法,仿真分析了不同工况下叶片的动态响应特性,实现了目标转速范围内转子叶片在不需要外加激励源的条件下出现明显1阶共振。试验研究表明:若激励气体压力变大,能明显导致叶片动应变上升;同时较慢的转子升速速率也会导致叶片动应变增加。因此,试验中可通过调节激励气体压力和转子升速速率对叶片动态响应进行控制。该研究工作为高速旋转状态下转子叶片共振时刻的动应变、叶尖振幅、疲劳特性研究提供了途径。

关键词：转子叶片系统扰流激励共振动应变流固耦合

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机载激光捷联惯导系统动态误差的影响分析

中国惯性技术学报 2014年第3期22卷 306-310页

作者：张卫侠张立峰刘中平钱渊中航工业陕西飞机工业(集团)有限公司中航工业西安飞行自动控制研究所

激光捷联惯导系统中传感器由于直接与载体固联,同时还存在激光陀螺抖动振动,使系统误差特性较平台式系统更复杂,振动对系统动态误差影响更大。针对某型激光惯导系统随载机试飞中长航时精度超差的问题,分析了振动诱导误差的形成机理,查... 详细信息

激光捷联惯导系统中传感器由于直接与载体固联,同时还存在激光陀螺抖动振动,使系统误差特性较平台式系统更复杂,振动对系统动态误差影响更大。针对某型激光惯导系统随载机试飞中长航时精度超差的问题,分析了振动诱导误差的形成机理,查明了长航时精度超差的原因是由于惯导部件与其安装支架连接后的产品谐振频率与飞机螺旋桨叶通过频率耦合所致,为此提出了降低惯导部件内减振器带宽、提高载机惯导部件安装支架刚度的改进措施。经完善激光惯导系统算法,实施改进措施后,试飞考核,系统精度达标,从而验证了措施的正确性。

关键词：捷联惯导激光陀螺振动动态误差

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矢量喷管模拟系统的设计

液压与气动 2011年第10期 53-55页

作者：荣雪枫周惠晨中航工业航空动力控制系统研究所

介绍了一套矢量喷管模拟系统,用以开展航空发动机半物理模拟试验器矢量喷管的仿真和计算,并作为科研与教学的装置。该文的设计过程对类似模拟系统的机构设计、实体仿真、优化计算等具有一定指导意义。

关键词：矢量喷管模拟系统模拟装置液压装置控制装置

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多层级曲梁多稳态超材料的可重用性研究

力学学报 2024年

作者：靳明珠侯秀慧赵文皓邓子辰西北工业大学航空学院复杂系统动力学与控制工信部重点实验室西北工业大学力学与土木建筑学院大连理工大学工业装备结构分析优化与CAE软件国家重点实验室西北工业大学极端力学研究院

多稳态超材料凭借其出色的力学性能而广受关注和应用。然而，现有研究主要集中在单曲梁结构，对于由多层级曲梁单胞构建的复杂拓扑结构的可重复吸能特性缺乏深入探讨。此外，与传统材料相比，多稳态超材料在循环加载下的疲劳性能也鲜有... 详细信息

多稳态超材料凭借其出色的力学性能而广受关注和应用。然而，现有研究主要集中在单曲梁结构，对于由多层级曲梁单胞构建的复杂拓扑结构的可重复吸能特性缺乏深入探讨。此外，与传统材料相比，多稳态超材料在循环加载下的疲劳性能也鲜有研究。本文以两端固支直梁一阶屈曲模态为初始构型构造曲梁单胞，并通过3D打印技术制备双材料双稳态单元。进而建立多层级曲梁结构，并给出预测多层级曲梁正则化的力和势能随位移变化的五次、六次多项式经验公式，相比于以往三次、四次多项式结果更为准确。以双曲梁单胞为基本单元，通过中心旋转的方式设计三维点状多稳态超材料，研究其稳态性能和力学特性。并通过参数化分析研究单元几何参数和模块化拓扑构型对结构力学响应的影响，最后通过疲劳实验验证了该类多稳态超材料的疲劳寿命。该结构能够在小变形和大变形范围内实现正负刚度的转变，同时变形是弹性稳定的，即杨氏模量基本保持不变，且具有多稳态和可重复吸能特性。随着双曲梁几何参数Q（高厚比）的增大，其有效压溃距离和能量吸收效率随之增加。本文提出的设计策略为制造多稳态多步可逆变形的力学超材料开辟了新路径，并为设计材料-结构-功能一体化的工程材料提供了一种新思路。

关键词：多层级曲梁多稳态超材料屈曲阶跃可重用性能量吸收

基于无迹模型预测静态规划的可回收火箭着陆段鲁棒制导方法

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北京航空航天大学学报 2024年

作者：张永华王铮王时雨白云飞仇理宽西北工业大学无人系统技术研究院无人飞行器技术全国重点实验室无人机技术集成攻关大平台西北工业大学航天飞行动力学技术重点实验室西北机电工程研究所中国运载火箭技术研究院上海机电工程研究所

针对可回收火箭大气层内存在不确定风场难以完成定点垂直软着陆的问题，提出一种基于无迹模型预测静态规划（UMPSP）的着陆段鲁棒制导方法。首先建立火箭推力与姿态耦合的动力学模型，在考虑未知不确定风场的前提下，根据无迹最优控制... 详细信息

针对可回收火箭大气层内存在不确定风场难以完成定点垂直软着陆的问题，提出一种基于无迹模型预测静态规划（UMPSP）的着陆段鲁棒制导方法。首先建立火箭推力与姿态耦合的动力学模型，在考虑未知不确定风场的前提下，根据无迹最优控制与模型预测静态规划理论求解出一组对原系统不确定风场参数不敏感的控制解，从而减小终端状态的误差分布，提高着陆精度，其次结合UMPSP算法特点，设计了一种快速解析制导方法以生成初始控制指令，有效增强了算法的求解效率。仿真结果表明，所提出的基于UMPSP的着陆段鲁棒制导方法能够在保证可回收火箭终端着陆精度的同时对各种不确定风场具有较强的鲁棒性和较高的计算效率。

关键词：模型预测静态规划可回收火箭不确定风场制导与控制鲁棒制导

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臧军发动机控制系统专家

航空制造技术 2014年第14期 30-31页

作者：臧军谷雨中航工业航空动力控制系统研究所

航空发动机控制系统是航空发动机的重要组成部分,请您谈谈该技术的现状及发展趋势。臧军:航空发动机控制系统是航空发动机的关键系统,用于监视和控制航空发动机各部件和系统协调、安全可靠工作,在各种环境下充分发挥发动机的效能,保证... 详细信息

航空发动机控制系统是航空发动机的重要组成部分,请您谈谈该技术的现状及发展趋势。臧军:航空发动机控制系统是航空发动机的关键系统,用于监视和控制航空发动机各部件和系统协调、安全可靠工作,在各种环境下充分发挥发动机的效能,保证发动机提供飞机所需的推力要求。自20世纪90年代以来,双通道的全权限数字式电子控制(Full Authority Digital Electronics Control,

关键词：发动机控制系统数字仿真飞机计算机仿真分布式控制系统发动机数学模型

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两种直升机多舱油箱惰化系统代偿损失比较

海军航空大学学报 2024年第2期39卷 266-274页

作者：王俊杰范菊莉郭晨阳刘宇萌段伟杰冯诗愚南京航空航天大学航空学院飞行器环境与生命保障工信部重点实验室江苏南京210016 中航工业集团有限公司直升机设计研究所天津333001

针对某型直升机多舱油箱,设计了冷却空气控温和燃油热沉控温的2种多舱油箱惰化系统。基于AMESim平台搭建了这2种系统模型,研究了这2种系统的控温效果和各舱油箱参数变化规律,并且引入代偿损失指标对这2种系统性能进行评估。仿真结果表... 详细信息

针对某型直升机多舱油箱,设计了冷却空气控温和燃油热沉控温的2种多舱油箱惰化系统。基于AMESim平台搭建了这2种系统模型,研究了这2种系统的控温效果和各舱油箱参数变化规律,并且引入代偿损失指标对这2种系统性能进行评估。仿真结果表明:2种惰化系统均能控制膜前温度维持在90℃;燃油热沉控温的多舱油箱惰化系统在整个飞行过程中,各舱油箱中最高燃油温度小于32℃,没有超过许用限制;对于直升机而言,由于油箱相比大型客机而言体积较小,通过计算可得,冷却空气控温的多舱油箱惰化系统的燃油代偿损失小于燃油热沉控温的多舱油箱惰化系统的燃油代偿损失。仿真结果为多舱油箱惰化系统的设计和优化提供了参考依据。

关键词：中空纤维膜惰化多舱油箱液体冷却系统 AMESim仿真燃油代偿损失