风洞热结构考核中温度场相似准则问题研究

高速飞行会让飞行器结构承受大量的气动加热从而导致结构温度或应力失效,高超声速飞行器设计过程中通常需要进行结构考核试验。受风洞设备能力限制,试验模型尺寸、来流条件等方面与实际飞行条件存在很大差异。对真实模型进行缩放处理后进行风洞热结构考核,并通过相似关系转换获得真实飞行器结构温度情况,为飞行器防热布局设计提供有效数据支撑,有着迫切需求。本文通过热传导方程对模型相似参数进行讨论,并根据风洞试验实际边界情况进行了讨论研究。获得了具有针对性的相似准则关系。最后,经过对提出的相似参数进行的算例考核计算和初步分析,验证了该相似准则的正确性。     

磁流体加速和磁流体加速风洞

高超声速飞行器对于更高飞行速度的追求，给地面风洞设备模拟能力提出了新的要求，磁流体加速成为一个重要突破方向.文章介绍了国内外在磁流体加速基本原理以及磁流体加速技术应用于地面风洞试验方面的研究工作.基于磁流体（magneto-hydro-dynanic，MHD）加速的高超声速风洞设备可以模拟高超声速飞行器的试验条件，复现超高速的飞行环境，是突破超高速飞行器再入研究地面试验模拟能力的关键技术，在航空航天领域具有重要的研究意义和应用前景.      

鸟类飞行空气动力学对人类飞行的启示

文章回顾了人类早期仿鸟飞行失败的历史,究其失败原因在于盲目模仿鸟的翅膀的形状和运动规律,而没有研究扑翼飞行的空气动力学原理。随着对空气动力学研究的逐渐深入,人类成功研制了各类飞行器。在飞行器气动技术的发展历史过程中,许多技术革新均受到鸟类飞行空气动力学的启示,例如低速翼型、流线型细长机身、平尾和起落架的设计等等。     

运载火箭飞行力学环境虚拟试验及可视化系统设计与实现

运载火箭的飞行力学环境随着飞行过程不断发生变化,而当前无论是基于实物试验还是基于数值分析,火箭的飞行力学环境分析大多针对特定飞行状态和工况而无法给出动态变化信息,因此开展了飞行力学环境虚拟试验及可视化技术研究。基于特征代理模型采用Fortran语言设计了场数据快速预测算法,在采样数值仿真的基础上实现了火箭在大气飞行过程中的动态气动力与气动热环境虚拟试验;采用C++开发了实时分站载荷算法,实现了火箭飞行期间的载荷环境虚拟试验。开发了与运载火箭飞行仿真配合的总线通信接口,并基于EnSight开发了分布式动态可视化系统,通过共享内存的进程间通信方式实现了飞行力学环境的动态显示。结果表明,该系统可以给出火箭飞行力学环境的全局和关注点信息的动态变化,为飞行力学环境精细化分析和直观可视化研究提供了手段。     

欧洲过渡性试验飞行器(IXV)电气总体架构设计

为飞行器设计一个合适可靠的电气系统是飞行器总体设计中的一项重要工作。IXV是一款欧洲重复使用运载器技术验证平台,并在2015年2月11日成功进行了飞行演示验证。在电气设计上,为降低成本并满足研制进度要求,IXV最大限度使用货架产品和经过飞行试验验证的产品进行系统设计,减少研发工作量。针对项目任务特点,甚少采用冗余特别是设备级冗余进行系统设计,只是在关键的供电电源和器上数据存储设备上进行了冗余设计;打破传统系统划分,设计统一的数据处理系统,集导航、控制、数据采集和处理为一体。整个电气系统以1553B总线、串口及以太网为基础进行接口设计,用以支持整个系统的数据交互并简化器地接口。IXV通过飞行试验验证了这些设计思路和方法的正确性与合理性。     

莱特兄弟（Wright，brothers）／（Wright，Orville 1871-1948 and Willbur．1867-1912）美国发明家（Inventor，America）

莱特兄弟仅读完中学课程，自幼对飞行怀有浓厚兴趣，早年从事自行车修造。 莱特兄弟刻苦钻研当时能找到的有关飞行的书籍，打下航空知识的基础。他们充分利用前人的成就，着手飞行器研制。他们走先滑翔飞行、进而实现动力飞行的道路；同时坚持一切经过试验的科学态度。     

微小型球形飞行器飞行控制系统设计

根据微小型球形飞行器的结构特点和工作原理,设计了一套基于ARM Cortex-M3 STM32F103RBT6微控制器的飞行控制系统,进行了主要模块的功能设计与性能分析,给出了研究结论与选型依据,还设计并完成了姿态传感器两轴转台实验和飞行器室内飞行试验。测试结果表明,该控制系统的姿态传感器姿态测量精度高,能够为飞行控制提供姿态参考信息;飞行器能够圆满实现空中悬停、低空机动等飞行动作,且空中飞行姿态稳定、实时、可靠。该飞行控制系统功能可靠、性能稳定,能够较好地满足微小型球形飞行器的飞行控制要求,具有一定的实用性与扩展性。     

四旋翼无人飞行器实验平台设计及姿态控制研究

为了实现四旋翼无人飞行器姿态的稳定控制并验证控制算法的性能,设计了一种可用于四旋翼无人飞行器姿态控制算法研究及控制性能测试的物理实验平台。首先,利用牛顿-欧拉法建立了四旋翼无人飞行器的六自由度动力学模型;其次,对姿态传感器数据进行融合,利用互补滤波算法实现对四旋翼飞行器姿态进行快速准确解算;然后,在MATLAB环境下搭建了四旋翼飞行器仿真模型,并设计改进的PID控制器对飞行姿态进行了仿真;最后,搭建了一个四旋翼无人飞行器姿态控制的物理实验平台,进行了飞行器姿态控制算法的性能测试。实验结果表明了四旋翼无人飞行器实验平台设计的合理性和正确性,是一种快速有效的飞行器姿态控制算法性能测试实验平台。     

高速飞行器失控成因及操稳判据发展综述

首先介绍了高速飞行器设计所面临的静稳定裕度、航向操纵性、三通道耦合、安全边界等问题,进一步梳理了高速飞行器的失控成因,包括飞行环境、飞行姿态、控制耦合、惯性耦合、动力学耦合等因素,在此基础上,回顾了一系列适用于飞行器设计的典型抗失控判据,如横航向稳定性参数、动态航向稳定性参数、横/航向操纵偏离参数、Weissman组合判据、横向稳定性特征参数等.这些参数或判据不仅可以在设计初期预测气动布局的好坏及其对操稳特性的影响,帮助工程师改进气动布局以使飞行器获得最佳的性能,还可用来预测飞行器在当前气动布局下所需要的控制资源以帮助飞行器合理应对耦合的影响,最后在设计完成后还可用这些判据分析飞行器飞行过程中的稳定性以及控制策略的合理性.      

飞行器性能样机虚拟试验系统研究与实现

为实现航天飞行器研制中性能样机模型的充分利用,提出了飞行器性能样机虚拟试验系统的总体方案,通过试验基础数据库、试验数据管理、验证辅助工具、虚拟试验应用等子系统划分和工作流程设计,提供对虚拟试验的全流程支持。系统突破了试验数据对象化管理、试验流程建模等关键技术,并基于虚拟试验支撑平台VITA完成了相应系统实现,在多个飞行器研制过程中开展了典型应用。     

基于PID算法的四旋翼飞行器定点跟踪控制

四旋翼飞行器是一种结构紧凑、飞行方式独特的垂直起降式飞行器,具有欠驱动、强耦合的特点。为实现对飞行器的控制,使之能从起始位置在一定时间内到达设定目标点并稳定悬停,根据其飞行特点建立动力学模型并在此基础上提出了一种双闭环PID控制方法。其中,外环实现飞行器的位置控制,使用目标点与反馈回的实际坐标的偏差作为控制器的输入,内环实现飞行器的姿态控制,其姿态的参考量由外环的输出经逆向求解获得的欧拉角与实际姿态角求得的偏差作为控制器的输入。通过PID算法后输出的姿态控制信号,经过四旋翼飞行器“十”字动力学模型解耦得到4个电机的转速控制值,从而完成定点跟踪任务。提出的双闭环PID控制方法在仿真中获得了验证,为飞行器的进一步研究提供了基础。     

无尾升力式飞行器Weissman判据图仿真

针对无尾升力式飞行器横航向气动耦合严重的问题,开展了Weissman判据在此类飞行器稳定性设计中的应用研究.采用调整布局的方法获得飞行器布局集,采用基于Newton理论的工程方法获得对应的气动数据集.运用飞行动力学仿真手段分析了飞行器在无控和副翼控制时的横航向飞行稳定性.结合仿真结果和Weissman判据分区规则获得飞行器Weissman判据图.研究表明,无尾升力式飞行器的关键设计点气动稳定性位于Weissman判据图的B区.文章的方法可用于再入机动飞行器的耦合稳定性设计.      

基于FPGA的四轴飞行控制器的硬件系统设计

为提高四轴飞行器的数据采集与数据处理能力,降低四轴飞行器的功耗,研制了一种基于FPGA的四轴飞行控制器。飞行控制器以NIOS II处理器为控制核心,结合嵌入的SPI、I2C、UART等IP核实现了数据的实时采集与快速处理,并提出并行处理PPM解码和编码、超声波检测与控制、蜂鸣器控制的设计方案,利用VerilogHDL语言在FPGA上设计了这些并行处理功能模块,这些功能模块通过PIO核与NIOS II处理器连接,能够自主完成所规定的处理功能。经过多次飞行测试,四轴飞行器能够稳定的起飞和降落,快速的飞行,转弯,上升和下降,也能够避开障碍物,验证了四轴飞行控制器功能稳定,功耗较低,已达到设计的要求。     

测试性试验环境建设探索研究

在装备测试性设计过程中,测试性设计结果对研制总要求的符合性检查或评定 由专业的第三方机构进行,测试性设计试验往往被疏忽。这会造成设计结果评估的不准确,也不利于设计的更改和优化。随着现代飞机复杂度的日益提升,测试性设计的试验验证日益显得迫切。本文通过型号研制保障条件建设,提出装备测试性试验的定位以及试验环境建设的思考,同时给出测试性试验环境建设的的范例,供行业内相关工程参考。     

最高预示环境量值的探讨

多年来，NASA中心、AFSSD和欧空局等研究部门都是以最高预示环境（简写为MEE）量值加上一定余量作为航天器振动、噪声和冲击的鉴定性试验条件，验收试验条件为最高预示环境量值。可见，最高预示环境量值的确定是动力学环境试验条件制定的关键环节。在此将对最高预示环境量值的定义、确定方法和过程进行探讨。     

内冷式窗玻璃冷却性能分析

1前言当飞行器作超音速飞行时，在其身部所开设的红外探测窗会受到强烈的气动加热，使窗玻璃温度迅速升高，导致玻璃的红外折射率发生变化，由此产生的气动光学效应将严重影响飞行器的探测、制导精度。因此，对红外探测窗玻璃进行特殊的热防护是有关飞行器研制过程中的关键问题之一[1－2]。红外探测窗玻璃通常有内、外冷两种冷却形式，其中内冷方式是在探测窗玻璃内开设一些冷却孔，内通高效冷却剂，通过冷却剂吸收热量起到冷却作用，使温度保持在较低的水平上。这种冷却方式由于冷却剂在玻璃内部流动，因此不会对外流场产生干扰；但由于冷…     

库存装备可靠性验证试验条件

目前，制定可靠性验证试验条件的方法按优先次序有实测应力法、估计应力法、参考应力法。其中实测应力法是根据产品在任务剖面中在其安装位置处的实测应力数据，经过统计分析处理后，确定试验应力的一种方法，由于该方法具有统计的真实性，因而被公认为最为合理的方法。     

飞行器高动态GPS定位数据处理方法

针对飞行器高动态飞行环境，对GPS应用的几点关键问题进行了分析和研究，并且利用仿真建模平台对研究结果进行仿真验证。首先根据再入航天器飞行高度高、速度快、飞行距离远等特点，对GPS定位方式进行选择。采用了伪距单点绝对定位方法进行定位，硬件要求简单、效费比高，能达到预期的精度，由此对伪距单点定位测速方法进行了介绍。接着结合载体高速运动的特性，在分析了通常的电离层余弦修正模式和介绍电离层的基本特性与描述的基础上，提出了动态修正的定位方法。该方法是以Bent电离层模型为基础，     

脉冲激光推进轻型飞行器的特点分析

采用微分方程数值解法计算地基脉冲激光推进轻型飞行器的运动方程，分析了大气呼吸模式、烧蚀模式以及两种模式相结合方式下飞行器的飞行特点。计算分析发现：空气呼吸模式推进飞行器的最大速度有限；烧蚀模式可以使飞行器产生很高的速度，提高冲量耦合系数和比冲，有利于提高飞行器的最高速度；两种模式相结合的推进方式提高了有效载荷比，但能源利用效率比烧蚀模式要低。为轻型飞行器激光推进的优化提供了参考。     

干涉成像光谱仪的通量特性分析

针对高分辨率成像光谱仪的应用要求,对大孔径静态干涉成像光谱仪在不同光照条件下进行了计算分析,表明这种成像光谱仪在能量利用率方面有明显优势.研制仪器的机载飞行试验结果表明,虽然机载试验在2004年12月份进行,太阳高度角在全年中最小,但是图像的个别地方仍会饱和.机载飞行试验进一步验证了干涉成像光谱仪的高通量特性,同时也说明,仪器的地元分辨率指标还有提高的潜力.