减涡管出口角度对去旋系统特性影响数值模拟

针对带管式减涡器的径向内流共转盘腔结构,为了研究导流管出口角度对盘腔内流场结构、压力损失的影响规律,数值模拟了不同转速和出口角度下的盘腔内部流场,获得了不同工况下的总压损失分布柱状图。结果表明:在相同转速下,直管式与60°弯管式减涡器降低压力损失的效果相近,90°弯管式降低压力损失的效果最好,30°弯管式降低压力损失的效果最差;在所有转速下,压力损失随出口角度的变化分布存在1个最高点;增加转速,压力损失总体减小。     

曲线拟合参数估计法的目标散射中心提取

提出了一种基于几何绕射理论(GTD)模型的曲线拟合参数估计法,用于目标散射中心的提取.根据二维散射中心GTD模型,分角度分离目标的距离向散射中心,对不同角度的散射中心距离和幅相进行曲线拟合,提取目标二维散射中心参数,可估算散射体的曲率半径,较精确地计算转台中心至天线的距离.算例表明:对大角度成像、遮挡、平板散射等用该法重构的雷达散射截面(RCS)与原始数据较吻合.     

Flutter analysis of an airfoil with nonlinear damping using equivalent linearization

The equivalent linearization method （ELM） is modified to investigate the nonlinear flut- ter system of an airfoil with a cubic damping. After obtaining the linearization quantity of the cubic nonlinearity by the ELM, an equivalent system can be deduced and then investigated by linear flut- ter analysis methods. Different from the routine procedures of the ELM, the frequency rather than the amplitude of limit cycle oscillation （LCO） is chosen as an active increment to produce bifurca- tion charts. Numerical examples show that this modification makes the ELM much more efficient. Meanwhile, the LCOs obtained by the ELM are in good agreement with numerical solutions. The nonlinear damping can delay the occurrence of secondary bifurcation. On the other hand, it has marginal influence on bifurcation characteristics or LCOs.     

Sliding mode control based guidance law with impact angle constraint

The terminal guidance problem for an unpowered lifting reentry vehicle against a sta- tionary target is considered. In addition to attacking the target with high accuracy, the vehicle is also expected to achieve a desired impact angle. In this paper, a sliding mode control （SMC）-based guidance law is developed to satisfy the terminal angle constraint. Firstly, a specific sliding mode function is designed, and the terminal requirements can be achieved by enforcing both the sliding mode function and its derivative to zero at the end of the flight. Then, a backstepping approach is used to ensure the finite-time reaching phase of the sliding mode and the analytic expression of the control effort can be obtained. The trajectories generated by this method only depend on the initial and terminal conditions of the terminal phase and the instantaneous states of the vehicle. In order to test the performance of the proposed guidance law in practical application, numerical simulations are carried out by taking all the aerodynamic parameters into consideration. The effec- tiveness of the proposed guidance law is verified by the simulation results in various scenarios.     

旋转轴角度对受限层板换热能力的影响

应用数值模拟的方法对旋转状态下受限层板在不同旋转角度下换热能力进行数值仿真研究。通过改变旋转轴和层板之间的角度,得出了旋转轴角度对层板换热能力的影响规律。研究结果表明:旋转轴与层板所成角度不同时,对流换热系数呈现一定的相似性;旋转轴与层板所成角为90°和270°时对流换热系数最高,浮升力最小,旋转轴与层板所成角度为0°和180°时,对流换热系数最低,浮升力最大;最高对流换热系数和最低对流换热系数相差55%左右;平行于层板的哥氏力比垂直于层板的哥氏力对流体的影响强烈。     

二因素随机效应模型下评估X射线单晶定向系统的重复性和再现性

提出一种以总角度偏差作为观测数据,通过适当转换,从而方便地使用二因素随机效应模型评估X射线单晶定向测量系统重复性和再现性的方法。使用该方法安排了三组实验,分别用MINITAB计算得出了三个测试系统的重复性和再现性,并由此证明了即使在X射线单晶定向系统的校准满足要求的情况下,其测试系统的重复性和再现性也不一定满足要求,需要随时监控。     

航空发动机盘件径轴向裂纹底波监控超声检测方法研究

针对某航空发动机盘件中的径轴向裂纹,采用不同焦距的5MHz、10MHz聚焦探头和平探头,分别在0°,1°,2°,3°的声束入射角度下进行检测试验,通过对入射角度以及探头类型、频率、焦距等参数的优化,建立了径轴向裂纹的底波监控超声检测方法。研究发现:与垂直入射相比,小角度纵波斜入射底波监控超声检测方法可提高超声波对裂纹的敏感程度;使用焦距为89mm的10MHz聚焦探头,并使声束以2°入射角斜入射可得到最佳检测效果,试验结果与数值模拟具有良好的一致性。     

大气层内导弹姿态控制方法研究

本文以大气层内导弹为研究对象,对导弹的姿态控制方法进行研究.根据大气层内导弹运动方程组及空气动力方程等得出导弹的姿态控制系统数学模型.由于导弹的姿态控制数学模型是强耦合、非线性的,因而在控制器设计之前,采用小扰动理论进行线性化处理,得到俯仰、偏航、滚转三个通道的传递函数.针对特征点,采用PD控制方法分别设计三通道的控制律,在此基础上,进一步设计了基于增益调度的PD控制规律.仿真结果表明,提出的姿态控制方法可以实现大气层内导弹的姿态控制,满足指标要求.     

基于比例导引角度线性化的无人机避障研究

基于无人机与障碍物之间的几何关系,在极坐标系下建立了无人机与障碍物之间的运动学方程,通过引入基于角度线性化的比例导引律,使无人机能够顺利避开障碍物。引入的基于角度线性化的比例导引律是关于无人机相对速度航向角与避障点视线角的函数,由比例函数及偏差函数组成。为解决初始时刻相对速度航向角不满足引入导引律的问题,在调节函数中加入了指数项。通过稳定性证明,得到了满足要求的导引律参数取值范围。最后对设计的避障算法进行了仿真,仿真结果验证了算法的有效性。     

基于终端滑模的打击时间与打击角度约束制导律

针对打击角度和打击时间约束制导问题,设计一种非奇异终端滑模寻的制导律。首先,将导弹视线角误差参考轨迹设计成含有一个未知参数的时间多项式以满足打击角度约束;而后,基于固定时间稳定设计一种终端滑模制导律使得跟踪误差收敛至零,同时利用在线优化方法确定未知参数的值以实现打击时间控制。所设计的制导方法不需要估计剩余飞行时间和预测碰撞点。数值仿真结果表明,该制导律能够保证导弹以期望打击角度和打击时间拦截匀速运动目标,具有良好的制导性能。