连续变弯度后缘飞机的滚转机动载荷减缓

变弯度后缘机翼具有变形连续、阻力较小、气动噪声较低等优势,越来越多地应用于新概念飞行器的设计之中。基于此,提出一种基于变弯度后缘的飞行器刚弹耦合动力学建模方法,并针对变弯度后缘飞机缩比模型开展了滚转机动仿真分析与风洞试验。结果表明:变弯度后缘可以操纵飞机在2 s内进行180°滚转机动。相较于外侧后缘单独变形,通过内外后缘协同变形可以降低30%以上的滚转机动附加载荷。另外,对比表明滚转角仿真结果与风洞试验数据误差小于6%,验证了所提方法的准确性。

滚筒机动动作下超临界正癸烷管内流动换热特性的数值研究

为研究在飞行过程中滚筒机动动作影响下超临界正癸烷的管道内流动换热规律及物理机制,采用数值模拟方法,分析探讨了滚筒机动条件(飞行速度、滚动半径)对速度场和温度场的影响及有关机理。研究结果表明:滚动半径的增大和飞行速度的减小都会降低换热系数和增大流体速度。由不同工况下流体的浮升力系数Bo*和热加速系数Kv都小于临界值可知,流体的传热特性只受惯性力影响,其根本原因是在离心力和科氏力的作用下,流体速度不均匀分布导致管道内壁产生涡流,造成传热恶化。以上研究结果可为采用超临界正癸烷主动再生冷却方案的超燃冲压发动机热管理提供参考。

机动式再入弹头小滚转气动力风洞试验技术

基于气浮轴承的自由滚转式小滚转力矩测量系统的风洞试验技术,针对传统的惯性再入武器向再入机动武器发展需求,利用多孔光栅及高灵敏度光电传感器测量带小突起(如边条,小配平翼)的非轴对称模型自由滚转状态下的角速度随时间的变化过程。采用理论验证、最小二乘拟合、动力学仿真计算等方法,建立相应滚转力矩气动力模型进行试验数据处理和分析。风洞试验结果显示,数据大小合理,规律性好,同时可获得试验模型在滚转运动中的滚转气动力随时间的变化曲线,以及任意滚转角位置的小滚转静力矩,能够满足机动式再入弹头小滚转气动力测量试验的发展需求。

基于统一模型的船舶迎浪参数横摇数值预报及其舵减摇研究

国际海事组织(IMO)正致力于第二代完整稳性规范的制定,而参数横摇一直是船舶动态完整稳性研究的热点。文章采用考虑船舶操纵性和耐波性运动耦合的统一模型对迎浪规则波下的船舶参数横摇运动进行了时域数值模拟。在时域模型中,六自由度耐波性运动辐射绕射力采用切片理论计算,并由脉冲响应函数法转化到时域。非线性回复力和入射波力采用瞬时湿表面压力积分方法计算。操纵性运动基于MMG模型,依据统一理论将操纵性与耐波性运动进行耦合计算。文中先应用简化三自由度模型对三艘集装箱船进行了参数横摇样船计算,并进行了初步的模型实验验证,依据结果对比分析了横摇惯性矩、初稳性高和方形系数对参数横摇的影响。基于统一模型分析了操纵性运动对参数横摇的影响,并进行了参数横摇舵减摇研究。

反舰导弹末端立体机动的质心控制指令设计

比较了几种末端机动控制方式的不同,分析了它们的应用场合。采用姿态控制下的质心控制方式,在增益调度PID控制系统作用下,实现了侧向平面、纵向平面与斜平面内的蛇行机动,以及非平面的螺旋机动、椭圆螺旋机动等形式,给出了一体化公式,并在VC++下进行了六自由度非线性模型的全弹道仿真。

多半规管良性阵发性位置性眩晕仪器辅助诊疗效果分析

目的总结多半规管良性阵发性位置性眩晕(multicanal benign paroxysmal positional vertigo,MC-BPPV)的临床特点、治疗及预后。方法对2014年1月至2016年8月在中国武警总医院眩晕科被诊断为BPPV的住院病例进行回顾性分析。针对MC-BPPV的临床特征、复位治疗策略与效果进行分析总结,并通过在治疗后1、3、6和12个月的定期随访,分析与评价其复发情况及预后。结果在96例多半规管BPPV病例中,双侧后半规管管石症型26例(27.1%);一侧后半规管管石症型合并对侧水平半规管管石症者5例(5.2%);一侧后半规管合并同侧水平半规管65例(67.7%)。平均复位(3.60±2.07)次;复位治疗后1、3、6和12个月的累积复发率分别为5.2%、11.5%、19.8%和31.4%。结论 MC-BPPV通过细致检查可得到明确诊断及有效地复位治疗,复位治疗后虽具有较高的复发率,但仍可得到成功复位治疗。

一种空中目标航迹的自适应跟踪算法

采用最小二乘法估计速度和加速度,通过引入机动检测,动态调整有限记忆的点数,在速度估计上,既保证直飞段的平稳,又减小转弯段的滞后,从而实现空中目标航迹自适应跟踪.对位置采用一步滤波估计,在位置滤波上,提出一种由状态信息进行滚转角预测的方法,并将滚转角引入到卡尔曼滤波参数的自适应修正上.仿真结果表明,采用该方法既能使直飞段很好地维持航迹平稳,又能在转弯段实现目标的快速跟踪.

良性阵发性位置性眩晕的诊断和治疗

目的 :探讨良性阵发性位置性眩晕 (BPPV)的诊治方法。方法 :回顾性分析 8例BPPV的临床资料。对所有患者全面采集病史及耳神经学检查 ,并施行Dixt-Hallpike试验及仰卧侧头位试验 ,按BPPV的不同类型分别采用Epley耳石复位法和Lempert翻滚法进行治疗。结果 :8例BPPV中有 5例属于后半规管性BPPV(PC -BPPV) ,2例为水平半规管性BPPV(HC -BPPV) ,1例为混合型。采用上述两种治疗方法后效果良好。 8例患者经 1～ 7次治疗后症状均缓解。结论 :根据典型临床表现及体位试验可明确诊断 ,根据不同类型BPPV采用不同的复位治疗方法 ,Epley耳石复位法及Lempert翻滚法是治疗BPPV的首选治疗方法。

飞机急滚机动全局动稳定性研究

本文应用分支和突变理论,研究飞机在状态参数和操纵参数组成的空间内急滚机动全局稳定性。在研究铅垂平面内的对称飞行进入急滚机动时的分支和突变特性基础上,进一步讨论了水平面内转弯进入急滚机动时的情况,导出求解滚转速率临界稳定值的一般解析式,证明Phillips临界滚转速率判据只是其中的一种特殊情况。

滚转发射机弹分离轨迹的仿真研究

从相对运动的角度对滚转发射时机弹分离轨迹进行仿真,通过评估滚转发射时的机弹分离品质,知道机弹分离安全研究将是滚转发射时需要重点解决的技术难题,武器系统与导弹总体设计人员需要进行更深入的研究,确保载机在超机动发射时机弹安全分离,使整个武器系统以良好的性能形成战斗力。

胸鳍摆动推进机器鱼滚转机动控制

针对胸鳍摆动推进机器鱼滚转机动控制研究的实际需求,提出了一种基于中枢模式发生器(CPG)的模糊控制方法.通过模仿生物原型的胸鳍摆动规律,得到一种可以驱动机器鱼滚转运动的胸鳍摆动方式,并通过定义相关参数将其量化表达.基于胸鳍摆动CPG模型,建立模糊控制器,用于机器鱼的滚转机动控制.进行了机器鱼的滚转运动实验并对实验结果进行了详细分析.实验结果表明,机器鱼能以最快10(°)/s的角速度达到目标滚转角度,而且稳态误差不超过±5°.通过滚转机动控制,并配合航向控制,实现了胸鳍摆动推进的机器鱼以90°滚转角穿越宽度为翼展1/2的狭窄空间的高机动性运动.

典型过失速机动运动规律建模研究

对典型过失速机动的运动特性进行了分析,根据其运动特点将过失速机动的运动过程分解为定直飞行、快速俯仰和绕速度矢量旋转三种基本运动的组合。选取基本运动的关键参数,并针对关键参数建立过失速机动的运动模型。模型计算结果和飞行仿真结果的比较表明,所建立的运动模型在过失速机动中的应用是可行的。

复杂环境对红外空空导弹制导精度影响规律研究

红外空空导弹制导精度受目标机动、干扰以及自然环境等多种因素影响。考虑目标机动和投放诱饵弹所构成的复杂对抗环境,通过分析点源诱饵弹干扰过程、运动特性以及对制导系统的作用机理,建立了更符合实际情况的目标机动和诱饵投放对导弹制导精度影响的伴随分析模型。利用伴随法,分析了目标机桶滚角速率以及诱饵弹的齐投数量、起燃时间、投放间隔与策略对导弹脱靶量的影响规律,为战斗机采取对抗红外空空导弹策略提供参考。

水平盘旋转子参数对滚动轴承系统非线性振动影响

以双盘转子-滚动轴承系统为模型,利用有限元法建立了动力学方程,并以数值方法为手段得到转子系统振动响应,分析了机动载荷、偏心对转子系统非线性振动及分岔特性的影响,为研究更加符合实际的复杂工况耦合故障的转子动力学系统提供理论指导.研究结果表明:在水平盘旋机动飞行下,在二倍临界转速附近系统产生丰富的非线性动力学现象;随着机动载荷的增加,主共振转速提高,并且在转速区间内系统的振动形式更多趋于稳定的单周期运动.水平盘旋下,转子系统不仅能发生1/2亚谐共振,在某些参数下还产生了一些低频振动.

大型运输机考虑控制律的滚转机动载荷仿真研究

滚转机动载荷是进行飞机结构强度设计的基础,随着飞机的操纵系统从机械或助力操纵系统转变为电传操纵系统,传统的单自由度滚转机动载荷仿真分析方法已不再适用,需进行考虑控制律的滚转机动载荷仿真。基于此提出了一种以CS-25部25.349为设计依据,以Dll动态链接库作为接口连接控制律,基于XML建立飞行动力学模型进行机动仿真分析的方法,并与传统的分析方法进行了对比。以某民机为例,通过滚转机动载荷试飞实测对比,证明了考虑控制律滚转机动载荷仿真方法的合理性和准确性,可完成适航验证。

滑模变结构导引律在动能拦截器上的应用研究

由于大气层内动能拦截器控制系统具有非连续性、不确定性,为了提高动能拦截器控制系统的抗干扰性和机动性,设计了一种新的滑模变结构导引律。通过末制导弹道仿真,将其应用于动能拦截器末制导导引拦截三维螺旋机动目标,结果表明,滑模变结构导引律具有响应快速,简单易行,有效对付高机动目标等优点,对于KKV拦截三维螺旋机动目标有很好的鲁棒性。

滚转机动载荷减缓风洞试验

机动载荷减缓能有效降低飞机结构重量并改善飞机的飞行性能,因此在飞机设计领域具有广阔的应用前景。针对滚转机动载荷减缓技术的实际应用,对多控制面联合偏转的机动载荷减缓控制方法进行了风洞试验验证。设计小展弦比正常式布局战斗机风洞试验模型、滚转及限位装置、试验模型测控系统、零度保持回路以及机动载荷减缓控制系统,采用两种不同控制面组合的多控制面联合偏转控制律开展试验并测试载荷减缓效果。结果表明,相比于基准控制,多控制面联合偏转的控制律能有效减缓飞机机动过程中的附加机动载荷。采用尾翼以及机翼后缘外侧(TEO)控制面联合偏转的控制律1的机翼弯矩和扭矩减缓率分别为30.1%和38.0%,尾翼弯矩和扭矩减缓率分别为57.9%和12.5%;采用尾翼、TEO以及机翼后缘内侧(TEI)控制面联合偏转的控制律2的机翼弯矩和扭矩减缓率分别为33.0%和35.5%,尾翼弯矩和扭矩减缓率分别为45.7%和54.8%。

飞机急滚防偏离系统控制律的研究

本文介绍了某机在急滚机动飞行时出现的一些非线性现象,并采用系统灵敏度理论分析揭示出产生这些现象的原因。随后文中着重探讨各类控制系统,包括ARI系统,稳定轴偏航阻尼器和航向静增益系统对飞机急滚机动特性的影响。分析结果表明,这些系统对防止飞机偏离是有效的.

三体船横摇运动试验研究

三体船的侧体对其周围的流场及其自身的耐波性能会产生复杂的影响,导致三体船横摇运动的纯理论计算比较困难。因此,采用耐波性模型试验(包括自由衰减试验、规则波及不规则波中的航行试验)考察侧体横向位置、舭龙骨的设置以及航速等因素对三体船横摇运动的影响,研究结论对相关专业设计人员具有较好的参考价值。

飞机急滚稳定性的一种简化分析方法

本文给出了预估飞机急滚全局稳定性的一种简化分析方法。该方法有两个特点;(1)所需气动数据少;(2)计算方法简单易行。算例表明,简化解与精确解在小迎角时吻合得极好,在大迎角时数值差异稍大,但变化趋势一致。此外,本文还分析了气动导数对急滚稳定性的影响,发现了平衡解的一些特殊变化。