小波包变换对遥测速变数据噪声消除效果的改进

在介绍小波包定义和降噪声原理的基础上,提出了采用小波包变换降低噪声的方法。为验证该方法的有效性,将其用于某型导弹试验中所测遥测数据的降噪处理中,并与小波变换降噪效果进行比较。结果表明,小波包变换改进了遥测速变数据的消噪效果,是速变信号降噪一种更为有效的方法。     

非相关瑞利衰落信道的改进模型

证明了基于谐波信号叠加(SoS)的瑞利衰落信道模型中信号到达角的选择条件,并提出一种基于最佳到达角的非相关瑞利衰落信道模型.该模型将到达角分为随机和固定取值两部分,不但保证了相位的随机均匀分布,而且满足到达角的选择条件.理论分析和仿真结果表明:基于该模型的单径瑞利衰落信道各项统计特性与现有模型基本一致,但是多径信道之间以及每次产生的信道之间的相关性较小.     

EVA的形状记忆功能探讨

首先对形状记忆功能高分子的特性进行了分析,提出了形状记忆性能的评价指标,即形状回复率、形状固定率、形状回复速度等.并进一步探讨了乙烯-醋酸乙烯基共聚物(EVA)的形状记忆功能特性,研究发现,用过氧化二异丙苯(DCP)可对EVA进行适度交联,控制二者组分结构,从而控制EVA的交联程度,可使EVA具有优异的记忆功能特性,如形状回复率和形状固定率均可达95%以上;进一步分析了EVA的化学结构,讨论了分子结构与形状记忆性能的影响,并结合DMTA等热分析技术,对交联EVA的交联密度进行计算,结果表明EVA的交联点间分子量随DCP用量增加而下降,并且其交联程度与EVA的记忆特性存在着某种内在的必然联系,进一步研究分析发现其形状固定性与室温和橡胶态模量的比值呈线性关系,初步揭示了形状记忆机理.     

铝合金皱褶芯材夹层板当量导热系数

设计并制作了13个不同几何特征参数的铝合金皱褶芯材夹层板.在一定假设条件下,运用工程软件ANSYS对它们的当量热传导系数进行了数值计算,分析了V-型皱褶芯材夹层板几何特征参数对其基本热传导性能的影响.同时,进行了当量热传导系数的实验测定,通过对比分析,验证了数值计算结果.给出了常温下皱褶芯材夹层板的当量热传导系数随皱褶板几何特征参数的变化关系,为皱褶芯材夹层板在航空航天隔热防热结构中的应用提供了参考依据.     

前飞状态直升机旋翼／机身非定常气动干扰的分析

一个计算旋翼／机身／尾迹间非定常气功干扰的分析方法是建立在二阶升力线／全展自由涡模型和机射面元模型基础之上的。通过迭代机身在桨盘平面、阡迹定位点的诱导速度和旋翼／尾迹在机身表面的诱导速度,形成一个耦合的分析模型。在分析中计入了非定常项。作为算例,对两种孤立机身表面的平均压强系数分布以及旋翼机身组合体中机身表面的非定常压强系数分布进行了计算,其结果与实验值相吻合。     

浅析缓和热应力梯度功能材料的梯度化设计问题

提出了缓和热应力梯度功能材料的梯度变化设计思想和基本原则,分析了简单几何体的定常热应力,为缓和热应力型梯度功能材料的设计提供了指导依据。     

航天器总装过程风险分析和工艺安全性设计

文章分析了航天器总装过程中的危险因素以及各总装作业单元的危险程度及危害性,阐述了总装工艺安全性设计的方法和意义,建议构建安全控制要素基础数据库,进行工艺安全分析和安全技术评价,以期为航天器总装的安全性设计提供参考。     

共轴式双旋翼悬停流场和气动力的CFD计算

考虑到共轴式双旋翼流场特征高度复杂、桨叶承受非定常气动载荷的特点,为更好地预测共轴式双旋翼的气动特性,把非结构嵌套网格方法和网格的自适应技术相结合,发展了一套适合于共轴式双旋翼流场数值计算的求解器.在该求解器中,采用非结构嵌套网格方案来模拟桨叶之间存在的相对运动,自适应网格技术用来捕捉尾迹对流场和气动特性的影响,求解惯性坐标系下的非定常N-S主控方程来模拟流场的非定常特性.应用该求解器,首先计算了有试验结果可供对比的一副试验旋翼的诱导速度场分布,在此基础上,计算了共轴式双旋翼的桨尖涡轨迹和拉力分布特性,并与单旋翼的计算结果进行了对比和分析,得到了一些有意义的结论.     

基于二维厚板模型的波箔片轴承静特性

建立平箔片的二维厚板有限元模型,运用有限单元法和有限差分法耦合求解Reynolds方程和气膜厚度方程,研究了在两个工作转速下气体波箔片轴承在中截面和边缘处最小气膜厚度随轴承承载力变化规律.通过数值仿真对该模型、一维梁模型、二维薄壳模型和文献实验数据进行对比分析,结果表明:在轴承中截面处,3个模型的最小气膜厚度仿真结果都与实验结果符合得很好,但在轴承边缘处,由于二维厚板模型考虑了平箔片的剪切效应,因此其最小气膜厚度比二维薄壳模型的结果更接近实验值,而一维梁模型只考虑轴承圆周方向,因此不能体现气膜厚度沿轴承长度方向的变化规律.通过研究,为分析箔片轴承动力学特性奠定了理论基础.      

实际进口条件下超声速燃烧室全流场研究

针对自行设计的超燃冲压发动机进气道/隔离段+燃烧室一体化模型,进行了燃烧室实际超声速来流条件下的冷态全流场试验研究与数值模拟,获得了模型在不同来流总压和燃烧室出口反压下的流场结构及沿程静压力分布。试验真实模拟了冷流条件下燃烧室实际的进口环境,结果表明:当燃烧室反压系数较低时,激波串在燃烧室扩张段附近形成;当燃烧室反压系数较高时,激波串在燃烧室进口处形成,并且由于凹槽的影响,激波串向燃烧室上壁面偏斜。