军用直升机涡轴发动机清洗技术

简要介绍了涡轴发动机的清洗技术及其包括的主要内容,并以某涡轴发动机清洗工作为实例,对该发动机清洗前后的飞行试验数据进行了评估,结果表明该发动机清洗后比清洗前轴功率提高1.2%～2.6%,单位耗油率降低2%～3%。     

一种快速精确的捷联惯性导航系统静基座自主对准新方法研究

通过对捷联惯性导航系统(SINS)静基座初始对准物理特性的深入分析,针对传统静基座初始对准方法对方位角和陀螺漂移可观测度低的不足,提出了一种基于惯性测量单元(IMU)信息的SINS静基座自主对准方法,该方法不需要进行SINS力学编排,而是充分利用IMU输出的角速度和比力信息。文中给出了静基座粗对准算法,推导了静基座精对准的动力学模型,并对该模型进行了可观测性分析,最后采用改进的Sage-Husa自适应卡尔曼滤波器进行SINS静基座初始对准仿真计算。数字仿真结果表明：该方法具有对准精度高、对准时间短、自主性强、计算量小、易于工程实现等特点。     

基于修正Rodrigues参数和UKF的姿态估计算法

以修正Rodrigues参数作为姿态参数,利用无味Kalman滤波（UKF）设计了一种全姿 态估 计算法。修正Rodrigues参数在姿态估计中具有简洁高效的优点,然而,因其奇异性不能用 于全姿态运动情况。利用修正Rodrigues参数与其影子参数相互切换的方法可以避免奇异现 象的发生。UKF直接利用非线性模型而不需要线性化,适用于高精度的姿态估计。本文针对 “陀螺+矢量观测”这种典型的姿态确定模式,以修正Rodrigues参数与其影子参数相互切换 的方法描述姿态,利用UKF设计了姿态估计器。状态协方差阵在姿态参数切换时发生突变, 引起姿态估计器的滤波波动。为此,提出了在姿态参数切换时对姿态估计器进行修正的方法 。最后通过仿真验证了算法的有效性     

钝体头部边界层特征谱分析和转捩途径预测

利用线性稳定性理论,分别对钝头体高超声速绕流边界层中的亚声速区域、跨声速区域和超声速区域的特征谱进行了系统分析.结果表明,根据线性稳定性理论,所分析的各速度范围流场,对所有单频波的扰动都是稳定的.但随速度的增加,稳定波的衰减率越来越低;随激波到物面距离的增加,s族扰动波相速度的实部向无量纲速度1靠拢,说明头部主激波的作用在一定意义上与平面槽道流动的上壁面相似;研究工作还表明,流场中存在着低衰减率扰动波,且无论那个速度范围内的流场,其最低衰减率扰动波的相速度实部都在0.7左右.根据钝头体特征谱分析,本文可能发生的"bypass"型转捩机理进行了理论分析,提出了几条可能的"bypass"型转捩途径.     

高温涡轮叶片液冷机理研究

本文是高温涡轮叶片液冷机理研究的第一部分。以水为冷却介质, 在均匀受热的铅直圆管内流动产生汽液两相沸腾, 测量其沿程流型、换热系数及其相互关系。在一定的加热条件下, 改变进口流量, 研究流动参数对流型变化的影响, 得到环状流区最长又不出现“烧毁”的最佳流型分布和换热系数, 并提出可供选用的经验公式。本文还进行了数值计算, 所得结果与实验吻合较好。      

超声速高超声速球锥绕流的边界层稳定性特点初探

本文对一个球锥组合体,在超声速来流及零迎角条件下,对其边界层的稳定性特点进行了分析并讨论了转捩预测问题。结果表明转捩总是最先出现在来流马赫数不太大,或来流雷诺数较高并且具有较大的周向速度或周向波数的情况下。     

SAR成像对瞄准线方向运动补偿的要求

载体偏离匀速直线运动的运动误差是合成孔径雷达成像的基本困难之一。文章就载体沿瞄准线方向（即雷达天线相位中心至目标视线）同时存在恒定的速度误差和恒定的加速度、同时存在恒定的速度误差和正弦摆动速度误差两种情况进行了详细推导;根据回波信号压缩波形的主瓣偏移、二次相位误差、三次相位误差以及积分旁瓣比等图像指标的最大允许值,给出了带状正侧视合成孔径雷达瞄准线方向运动补偿定量要求的解析式,并结合一例子进行了计算分析。     

空间站伴随卫星的轨道及形成分析

空间站伴随卫星是在空间站附近周期运动、为空间站提供特殊服务的航天器。论述了空间站伴随卫星的概念;分析了空间站伴随卫星的轨道及形成; 给出了空间站伴随卫星理想伴随轨道形成的条件。     

线阵CCD动态成像系统的同步误差研究

在介绍TDI-CCD结构及工作原理的基础上,通过像移调制传递函数(MTF)的数学模型,分析了TDI-CCD行扫速率与运动像不同步时对相机成像质量的影响。实验和测试表明,在奈奎斯特频率范围内,只要将相机动态成像系统的同步误差控制在±2%的范围内,并使图像时钟处于连续多相的工作方式,就可以基本上消除像移对成像质量的影响。     

后掠唇口对二元高超声速进气道起动特性的影响研究

为深入探究唇罩侧板后掠对二元高超声速进气道起动性能的影响规律,采用风洞试验与三维数值模拟分析相结合的方法,对比分析了侧板不同后掠状态下的不起动流场特征,细致地研究了后掠角度影响进气道起动的流动机理。研究结果表明:唇罩后掠能够提高进气道的起动能力,来流Ma=5.0和Ma=4.0时,进气道的最小起动后掠角分别为75°和82.5°。Ma=5.0来流条件下,不起动的分离包前缘形态在一定范围内基本不受后掠角影响。唇罩后掠角度增大时主要通过侧板的展向溢流,改变分离包的位置及形态,进而通过降低分离包内的逆压梯度来影响进气道的起动性能。