民国时期我国大学航空学科的建设

我国大学航空学科的建设发端于20世纪30年代,中央大学、上海交通大学、清华大学分别于1929年、1931年、1934年开设了航空课程。1935年北洋工学院创设了航空工程组。1938年西南联大设立航空工程系。20世纪40年代浙江大学、厦门大学开办航空系。云南大学、西北工学院、中国工业专科学校等开办了较小的航空工程系。至1949年,全国大学航空学科共毕业学生约1000人。民国大学航空学科的建设为新中国航空学科的发展储备了人才,积累了经验,留下了教训,对当今高校航空学科的建设具有借鉴意义。

基于SCIE数据分析的重点学科文献需求研究——以航空航天学科为例

对SCIE收录的航空航天学科期刊数据分析表明,我国航空航天科研人员不仅需要关注美国高等院校的研究成果,美国相关政府机构等产出的科研信息也不容忽视。通过被引期刊频次分析发现,本领域科研人员对其他相关基础学科的高质量期刊也有强烈的信息需求。最后采用回归分析方法计算得出本学科的文献半衰期为8.17年。结合对普赖斯指数的分析,提出图书馆应为该学科提供较长时间跨度的文献提供服务和信息咨询服务。

航空宇航学科创新型人才培养模式探索——以哈尔滨工业大学为例

基于项目的学习方法,探索航空宇航学科创新型人才培养的新模式.结合哈尔滨工业大学航空宇航科学与技术学科的定位、目标和特色,分别与课程和项目密切结合,采用教学计划内和教学计划外两种途径,在本科生和研究生中实施基于项目的培养模式,并通过紫丁香微纳卫星学生团队、社会实践以及创新创业大赛的成果体现出所提培养模式的应用成效.

航空航天学科创新型人才培养教育课程体系对比研究

航空航天技术具有开拓创新精神和精益求精工匠精神的工程领军人才和工程精英人才提出了迫切需求。本文以航空航天学科创新型人才培养为目标,以经典的美国麻省理工学院和我国综合性大学的航空航天学科为例,对比研究了在航空航天学科专业设置和教育课程体系,改革航空航天学科教育,使学生知识、素质、能力相融合,成为德智体全面发展的社会主义建设者和接班人。

面向航空航天学科的校企合作创新型培养模式探讨

航空航天技术是21世纪最活跃、发展最迅速,对人类社会生活最有影响的科学技术领域之一,航空航天学科的人才培养需要符合这一科学技术领域的应用要求。通过分析航空航天产业的特性,对比分析国内外经典校企合作培养模式,航空航天学科背景下校企合作的深度融合,注重学生创新意识和实践能力的培养,提升学生的开拓创新精神和精益求精的工匠精神。

基于航空宇航学科和机械领域的研究生分类培养模式探索

近年,我国硕士研究生招生数量呈上升趋势,在生源结构、教育质量、教学资源需求等方面面临着挑战,本文基于航空宇航学科和机械领域,探索研究生分类培养模式,力求在改变研究生招生、培养、学位申请等全过程管理中形分而神不分的局面。主要着眼于在录取招生、导师互选、课程设置、课题选择、培养管理和学位申请等环节将分类培养的模式进行细化,切实将两类研究生的分类培养模式落地,做实。

反辐射无人机及其防范

中东战争和海湾战争以来,无人机的发展倍受世界各国的重视。当前发展的新动向之一,是攻击型无人机,如反辐射无人机。通过简要阐述反辐射无人机的基本作战原理和典型的武器系统,分析了它对现代作战的影响,并提出了在实战中对其防范的具体措施。

基于章动运动理论的火箭弹锥形运动稳定性分析

基于自旋弹体短周期力矩投影的动力学方程,建立了以弹体摆动章动角和进动角为变量的弹体锥形运动的非线性数学模型,通过引入广义章动角及进动角速率,使难以用解析手段处理的非线性模型转换成可解析的一般模型。根据线性化模型分析了弹体章动及进动运动的相互关系,给出了自旋弹体章动运动稳定性条件。对非线性模型,研究了章进动运动对弹体锥形运动极限环的作用,给出了弹体锥形运动稳定时自旋弹体章动角度及进动角速度应满足的解析关系。

液体推进剂公路运输泄漏风险的模糊综合评价

针对液体推进剂在公路运输中泄漏事故发生的多样性、复杂性和不确定性等特点,建立公路运输偏二甲肼(UDMH)的泄漏事故模型。通过层次分析法确定各影响因素的权重,运用模糊综合评价思想对液体推进剂在公路运输中的泄漏风险进行了评价。结果表明,液体推进剂在公路运输中的泄漏风险为第2等级,风险较大;其影响因素中安全管理所占的权重最大,其次为运输设备状况、人员素质、运输中充装过量和路况,相关单位可依此排序制定预防措施。

七自由度纤维铺放机后置处理算法及比较

为了使七自由度纤维铺放机按规划的铺放轨迹运动,必须研究铺放机的后置处理算法。通过比较七自由度冗余度机器人的各种逆解方法,结合纤维铺放的工作过程,铺放机后置处理算法采用位姿分离法,将7个关节分两个部分进行后置处理算法的研究:主轴关节部分和机械手臂部分。这种算法在保留机构冗余特性的同时,避开了冗余自由度机构的运动学分析、优化问题,简化了后置处理算法。通过分析主轴关节的不同处理方法,提出基于机械手臂末端运动轨迹和基于机械手臂末端施压方向2种算法。并对这2种算法进行分析比较,得出基于机械手臂末端施压方向的后置处理算法使机床运动平稳、关节变量变化范围小、关节角波动小、适用范围广的结论。通过铺放试验验证了后置处理方法的正确性。

基于Flowshop的舰载机降落调度模型研究

为了优化舰载机回收阶段的排序方案,提高回收效率,针对舰载机的降落调度问题,基于Flowshop模型,将问题转化为求解多架飞机经过多个处理环节的最小化总流程时间。通过对飞机燃油余量、飞行员心理素质等约束条件建模,确定各飞机的排序及飞机在各处理环节上的作业时刻表。最后通过简化的算例验证了调度模型的可行性。

旋转多段连接通道换热特性数值模拟研究

为深入了解旋转作用力对涡轮叶片多段连接通道换热特征的影响,采用三维数值模拟方法研究了多段连接内通道模型的流动换热。选取通道入口雷诺数为17 000、旋转数范围为0~0.09,多段连接通道3个出口的质量流量比例为25%、50%、25%,旋转半径与水力直径之比的范围为0~69.6,研究了旋转数、旋转半径对各段通道带肋壁面换热分布的影响。结果表明：旋转附加力造成径向出流通道沿程压力系数逐渐增大,径向入流通道的沿程压力系数迅速减小;径向出流通道后缘面的换热系数随旋转数增加而增大,径向入流通道后缘面的换热系数随旋转数增加而稍有减小,旋转作用对前缘面换热的影响情况与后缘面的情况相反;前、后缘面的换热系数沿流向均随旋转半径与水力直径比的增加稍有增大,换热增大幅度较小。

基于磁强计的皮卫星姿态角测量误差

采用三轴磁强计测量地磁场矢量,与轨道演化和国际地磁场参考模型(IGRF)计算获得的地磁场矢量进行比较,获得姿态角度信息的方法适合体积小、重量轻、功耗低的皮卫星应用环境。地磁场矢量实际测量误差和轨道模型演化计算的地磁场矢量误差是皮卫星姿态角测量的两大误差源。通过分析获得磁强计A/D采样、磁传感器误差、温度漂移、铁磁材料等因素导致地磁场矢量实际测量误差为1.74°。皮卫星自身的特点不允许采用复杂的SPG4轨道演化模型,基于Kepler轨道模型和IGRF地磁场模型计算获得的地磁场矢量误差为0.5°。因此,基于三轴磁强计的皮卫星姿态角测量误差为2.24°。

整流罩母线形状对脉动压力环境的影响研究

使用隐式大涡模拟方法,研究传统球锥外形、幂次率外形以及冯·卡门外形3种母线形状对整流罩外壁面脉动压力环境的影响。研究结果表明:在跨声速条件下,3种外形都在折角区域产生激波/分离泡干扰现象,从而产生脉动压力的峰值,且峰值位置与时均激波位置基本一致;幂次率外形与冯·卡门外形能够显著减缓该区域的脉动压力环境,均方根脉动压力的极值比传统球锥外形低17%;由于分离点位置前后移动,使得母线折点与分离点之间的流动速度变化剧烈,同样会引起脉动压力的峰值,而冯·卡门母线在折点处过渡均匀,膨胀加速效应较弱,峰值并不显著。通过瞬时流场涡结构以及声压级频谱分析可知:传统球锥外形在折角之前的锥面区域湍流发展较慢,声压级要低于幂次率与冯卡门外形;分离再附后,传统球锥外形涡结构发展迅速,声压级比其他两种外形高出10 d B左右。

无人机软着陆气囊缓冲特性研究

以上单翼布局无人机为对象,建立软着陆气囊缓冲系统的简化解析模型,开展了气囊软着陆系统缓冲特性的研究。在此基础上,进一步确定气囊设计参数的可行取值域,选取气囊初始设计参数。之后,构建缓冲系统的动力学有限元模型,分析了气囊设计参数及着陆姿态对于缓冲效果的影响。研究结果表明,正常着陆工况下,解析模型得到的气囊设计参数对无人机质心过载峰值的影响规律与有限元分析结果基本一致,不过由于解析模型中引入了多个假设,两种方法得到的过载峰值大小存在差异。当着陆存在初始姿态角时,会加重无人机缓冲过程中的俯仰与滚转运动,易造成机体的损坏。为了避免二次硬冲击带来的局部意外损害,提出一种组合型气囊设计方案。仿真分析表明,应用组合型气囊可以在缓冲后段提供有效的软支撑作用,避免无人机发生二次硬冲击和反弹翻覆。

战斗机高空综合环境模拟舱压力控制策略研究

高空综合环境模拟舱能够实现高空温度、压力和湿度等参数模拟,对军用战斗机环控系统研究具有重要意义。在多参数综合模拟试验时,传统的试验方法和控制策略不能很好地实现压力与其它环境参数的解耦控制,造成无法快速准确地实现多综合参数模拟。为此,提出单独采用抽气阀控制环境舱压力的试验方法,结合提出的基于非线性补偿的二自由度PID压力控制策略快速控制舱内高度。该控制策略引入非线性补偿环节克服抽气阀的非线性流量特征,同时引入二自由度PID克服压力超调,提高压力调节速度。新的试验方法和压力控制策略为实现多环境参数解耦控制提供了保证,同时能提高模拟舱内无超调压力控制精度和响应速度。该压力控制策略同样适用于其它压力控制场合。

侵蚀燃烧在发射装药内弹道中的应用研究

侵蚀燃烧是具有内孔燃烧火药的一种普遍现象,应用侵蚀燃烧可改变火药燃烧的规律。由于火炮发射装药装填密度的变化,不同装填密度发射药所受的内孔与外部压力也不同,这种压力差使发射药内孔在火炮膛内燃烧时发生侵蚀燃烧。利用发射药内孔燃气流动的流速、传热和冲刷对燃速的影响,研究了火炮发射装药的侵蚀燃烧对发射药燃速的影响,建立了发射装药侵蚀燃烧数学模型,分析了发射药装填密度、内孔的孔径、药粒长度等变化所引起的侵蚀燃烧变化及对发射装药内弹道性能的影响。提出了在变装药中,利用侵蚀燃烧提高小装药量、小射程用发射装药膛压的方法。

定容燃烧器法热损失影响因素研究

推导了定容燃烧器法工作过程中热损失计算公式,通过实验对影响定容燃烧器法热损失各因素进行定性分析和定量研究。详细研究了推进剂试样的升压速率、燃烧时间、点火方式、燃速等对热损失的影响。研究表明:热损失随着燃烧器内升压速率的增大而减少;随着推进剂的试样燃烧时间减短而减少;合适的点火方式可以减少热损失;推进剂试样的燃速越快则热损失越少。

基于历史数据的飞行剖面拟合方法研究

当前利用空气动力学或牛顿力学建立的飞行轨迹剖面过于理想化。为得到较为真实的飞行轨迹剖面,提出一种基于历史飞行数据的飞行剖面预测模型。通过比较飞行轨迹剖面间最小矩形距离,度量出航空器飞行轨迹间的相似性。然后根据相似性对航空器飞行轨迹进行聚类,并利用动态时间弯曲距离方法对航空器飞行轨迹剖面进行拟合,得到标称飞行轨迹剖面。通过实例证明了该飞行剖面拟合方法的有效性。

双柔性空间机械臂动力学建模与控制

大多数研究者在空间机械臂动力学建模时,只考虑了关节柔性或者臂杆柔性,并且通常采用假设模态法对臂杆的变形进行描述,但该方法仅适用于小变形情况。基于这种情况,采用自然坐标法对柔性关节进行建模和绝对节点坐标法对柔性臂杆进行建模,得到了既包含关节柔性又包含臂杆柔性的空间机械臂动力学方程,并能精确地描述臂杆的小变形以及大变形。利用5次多项式对关节轨迹进行规划,通过逆动力学得到关节的前馈驱动力矩;采用PID控制策略,作为反馈输入。在二连杆柔性关节柔性杆机械臂上进行数值仿真。仿真结果表明:该控制策略在实现关节轨迹跟踪控制的同时,也能有效减弱机械臂的振动。