基于二次调节原理的力矩负载模拟器中压力波动的补偿

 基于静液二次调节原理的力矩负载模拟器具有能够连续高速旋转和无多余力矩的特点。在恒压网络中,二次元件的力矩输出与其斜盘倾角成正比,即：如果系统压力出现波动,也将导致输出力矩的波动。导致系统压力变化的原因可能是油源压力脉动,但更主要是负载的变化。为了研究压力波动的影响及补偿,建立了基于静液二次调节原理的力矩负载模拟器,给出了仿真参数,并在此基础之上进行了仿真研究。为了提高力矩跟踪精度,提出利用斜盘倾角传感器和系统压力传感器来进行压力补偿,可有效地将系统压力波动对于力矩输出的影响抑制到20%左右。仿真和试验验证了此补偿方法的有效性。     

星敏感器图像处理系统的并行流水线操作研究

随着天文导航和航天测控领域的要求不断提高,对星敏感器的动态性能提出了越来越高的要求。本文详细分析了星敏感器CCD处理模块输出信号的时序关系,在此基础上提出了CCD和DSP并行流水线的处理机制以提高星图处理的效率,并利用CPLD和DSP的HOLD方式实现了CCD和DSP的并行流水线操作。通过星光模拟器的静态测试表明:利用该处理机制能实现每秒10帧的处理速度。只要合理地安排好行场有效期和消隐期的时间,会进一步提高姿态捕获的速度。     

虚拟高频采样控制方案及在姿控系统中的应用

提出了一种新的控制方案,即虚拟高频采样控制方案,对其进行了详细的理论分析,并在此方案基础上应用离散域设计方法完成了某飞行器的稳定性分析,进行了半实物仿真试验,结果表明,系统有足够的稳定裕度,各项性能指标满足设计要求.     

主燃烧室采用增压燃烧的涡扇发动机 热力过程和性能分析

为了研究主燃烧室采用增压燃烧（PGC）的涡扇发动机性能，建立了其热力循环过程计算模型，采用考虑增压特性的传 统涡扇发动机性能计算方法，分析了增压比、涡轮前温度、涵道比、飞行速度、飞行高度等循环参数对增压燃烧涡扇发动机的性能 影响，并与传统涡扇发动机的性能进行了对比评估。结果表明：增压燃烧发动机循环效率高于等压燃烧发动机的，且加热比越大， 增压燃烧发动机性能优势越明显。初步获得了不同循环参数对增压燃烧涡扇发动机的性能影响规律。与同参数的传统涡扇发动 机相比，在总增压比为25~45、涡轮前温度为1500~1800 K内，增压燃烧涡扇发动机的单位推力增大4.7%~8.6%，耗油率降低4.6%~ 8.5%；在飞行高度为15 km、马赫数为0~3内，增压燃烧涡扇发动机的推力增大4.1%~27.6%，耗油率降低2.3%~11.4%，并且飞行马 赫数越高，增压燃烧涡扇发动机的性能优势越大。     

基于Simulink?的复合衰落信道仿真与分析

基于Simulink平台建立了Rayleigh-Lognormal、Ricean-Lognormal、Nakagami-Lognormal复合衰落信道的仿真模型,这些模型可用于进行单频组网的DRM系统的设计和性能分析。给出了各种复合衰落的概率密度函数、累积分布函数、平均电平交叉率、平均衰落时间的统一表达式。仿真结果验证了理论分析结果的正确性。     

航空发动机隔热屏等离子喷涂氧化锆热障涂层工艺研究

介绍了在某新型发动机加力燃烧室隔热屏上等离子喷涂氧化锆热障涂层工艺，重点介绍了涂层抗热震性能、抗高温氧化性能及隔热效果。     

动态湿润过程中薄液膜厚度场的演化

采用润滑近似分析完全浸润流体低毛细数下的动态湿润过程.结果表明,van der Waals长程相互作用力对表观接触线附近的液膜厚度场有重要影响,对于排斥的van der Waals力,膨胀压力大于零,自由界面上气相压力高于液相压力,液膜厚度随van der Waals力的增大而增大.毛细数对液膜厚度的影响表现为毛细数越大,液膜越厚.      

气凝胶中遮光剂的辐射特性计算及优化设计

以TiO2 微米颗粒为例,计算了不同形状遮光剂颗粒的光学特性,表征形状、尺寸对颗粒光学特性
的影响,并考虑实际遮光剂颗粒的粒径分布,计算了不同形状颗粒的平均光学特性。为满足工程需要,针对球
形遮光剂,给出了粒径服从对数正态分布律时使材料高温下辐射热导率最小的遮光剂参数优化设计,由此可使
1 300 K 下遮光气凝胶的辐射热导率降低至纯气凝胶的1/10 左右。     

超燃冲压发动机流量匹配的临界流量法

为了使用基于积分方程的超燃冲压发动机性能计算模型模拟跨燃、亚燃工作模态,用临界流量法建立用于表征燃烧室热壅塞程度的残差方程,并以隔离段出口静压为独立变量,通过牛顿迭代法迭代求解残差方程,模拟了燃烧室内存在临界截面（即喉道）但不出现热壅塞的实际跨燃、亚燃工作状态。结果表明：该方法能够确定有喉道的超燃冲压发动机燃烧室一维参数分布,并具有计算精度高、计算速度快、收敛性好等优点,可以为基于积分方程的超燃冲压发动机性能计算模型求解提供一定的参考。     

双模态超燃冲压发动机对隔离段性能的需求分析

为研究双模态超燃冲压发动机的燃烧室一隔离段共同工作过程,分析不同模态下燃烧室对隔离段的性能需求,在基于集总参数方程的超燃冲压发动机性能计算模型的基础上,提出计算燃烧室一隔离段流量平衡的临界能量法,并编制相应的计算程序,实现双模态超燃冲压发动机各种模态的隔离段和燃烧室的流量平衡计算,计算在不同的模态下隔离段和燃烧室的一维流动参数,进而获得隔离段的性能需求,计算飞行马赫数4．0到7．0时的临近堵塞边界的最大供油量与隔离段最大激波链长度。结果表明：临界能量法正确有效,能完成燃烧室一隔离段流量匹配计算;高飞行马赫数下的堵塞模态的隔离段激波链长度较长,应作为隔离段的工程设计中所参考的重要因素。