越肩发射反导拦截弹复合制导律研究

研究了优化反导拦截弹的越肩发射制导律,实现了对尾追目标的拦截,采用伪谱法和滑膜变结构理论设计了全弹道复合制导规律。利用Radau伪谱法求解以转弯时间最优为指标泛函的最佳转弯规律,通过曲线拟合给出了初制导转弯段的过载指令。选择零控脱靶量作为滑动模态对末制导律进行设计;利用这两种制导律的加速度指令构造了交接班导引律实现弹道的平滑。最后,对载机越肩发射反导拦截弹拦截来袭导弹的反导场景进行了数字仿真,结果表明所设计的复合制导律能够完成反导拦截任务。     

航空发动机静叶联调机构运动分析及优化

针对航空发动机可调静子叶片联调机构运动关系复杂、优化难度大的问题,研究了一种采用图解法和齐次坐标法结合MATLAB软件推导两级联调机构运动方程,并运用遗传算法对两级机构中的关键构件进行联合优化的方法。运用该方法对指定联调机构的两级曲柄可调端长度、可调端与固定端夹角进行了优化求解。得到了最优解,使得第一级摇臂转动角度是第零级摇臂转动角度的2倍，且第一级摇臂转动角速度也是第零级摇臂转动角速度的2倍。      

一种开关磁阻电机无位置传感器控制效率优化策略

针对开关磁阻电机(SRM)的简化磁链法只能实现单相导通运行且导通区间固定的缺点,提出了一种结合固定关断角和自适应调节开通角的无位置传感器控制技术。利用曲线拟合关断位置磁链取代传统存储数据表,通过对比实时计算的动态磁链和曲线拟合的静态磁链,确定关断位置信号并估计转速和其他位置。考虑电机阻抗和电感的非线性特点,优化电感最小区域的开通角自调节模型确定导通区间。仿真结果验证了该方案的可行性和正确性,能够实现转子位置的间接检测,电机的运行效率得到进一步优化。     

辐射换热对平板气膜冷却性能影响

为了分析辐射换热对平板气膜冷却性能的影响,分别对不考虑辐射换热(耦合计算)与考虑辐射换热两种条件下的平板隔热屏进行了三维流热耦合数值模拟研究,并与绝热壁(不考虑隔热屏固壁导热)的计算结果进行了对比。辐射换热采用离散坐标法。得到了3种不同主/次流总温比(Rt)条件下气膜冷却效果、流场、单位面积冷流体热负荷以及流量系数的对比结果与变化规律。结果表明:气膜冷却效果沿流向逐渐降低,且随总温比的增加而降低;在展向上气膜冷却效果呈现中间高两边低的分布规律,最大与最小相对值在绝热壁条件下达到最大,为94.5%,辐射换热次之,为13.5%,不考虑辐射换热时最小,为9.8%。与不考虑辐射换热结果相比,辐射换热对气膜冷却效果的影响在流动方向逐渐变大,气膜孔附近展向温度梯度增大,冷流体热负荷增加了92.8%,二者计算的流量系数相差不大,为1.1%,与绝热壁计算结果相比,流量系数减小了13.1%。随着总温比增加流量系数减小,最大值与最小值相差不大,为1.1%。     

白天激光漫反射测距中微弱信号检测的单开门多触发方法

白天激光漫反射测距因存在强背景噪声,导致微弱回波信号的检测十分困难,严重限制了激光漫反射测距的广泛应用。因此,提出了采用单开门多触发方法解决白天激光漫反射测距的微弱信号检测难题。首先,介绍了一种GM-APD (Geiger-ModeAvalanchePhotoDiode,盖革模式雪崩光电二极管)多触发概率分布函数的快速求解方法。接着,取激光漫反射测距系统典型参数,理论分析了多触发情况下的回波信号检测概率,分析结果表明单开门多触发方法可提高激光漫反射测距在白天情况下的回波信号检测概率。同时,通过对触发次数限制的优选,可以增加有效检测比,减少白天观测条件下回波信号的提取代价。最终,通过系统仿真验证了理论分析结果的正确性。因此,单开门多触发方法是解决白天激光漫反射测距微弱信号检测的可行途径之一。     

永磁约束电子束轨迹实验研究

通过设计并运用一种直流电子束轨迹简易测量方法,开展了永磁约束电子束轨迹实验研究,得到了永磁铁环对60~80 ke V电子束约束作用的实验数据。结果表明:该测量方法方便有效,结果较为准确;永磁铁对电子束聚焦作用明显,并呈现出一定的规律性。对永磁铁约束电子束研究工作奠定了基础。     

基于任意多项式中弧线的单级高效率风扇设计

为了在压气机通流设计阶段考虑叶片弯掠效应,开发了基于流线曲率法的通流设计程序,提出一种基于四次多项式的任意中弧线叶片造型方法,并推导了任意回转面上的中弧线表达式。以此方法为基础,采用通流设计与叶片造型相互迭代的方式开展大流量跨声速风扇设计研究。此风扇级的设计点为巡航状态,设计流量为155kg/s、压比为1.54。研究结果表明:在设计状态,此风扇级的总压比为1.545,转子和级效率分别为0.939、0.916;在设计转速下,失速裕度为17%,转子和级最高效率分别为0.945、0.923;在起飞状态,流量接近440kg/s,效率与巡航状态相当,压比高于巡航状态。     

一种典型的跨声速区颤振试飞方法

由于受空气压缩性的影响,飞机的颤振速度在跨声速区附近一般会出现较大降低。为解决此问题,简要分析了跨声速区颤振"凹坑"形成的机理,并结合某型飞机的颤振试飞,提出了跨声速区的颤振试飞方法,并给出了数据分析处理结果和结论。     

基于小波包变换及相关系数法的复合材料层合板冲击位置识别研究

复合材料较为广泛应用于航空、航天等工程领域,但对冲击载荷十分敏感。因此,对复合材料结构承受的冲击载荷进行在线监测以及冲击位置的实时识别具有重要意义。文章以复合材料层合板为研究对象,基于两个冲击位置的距离越靠近则接收到信号幅频特性相似度越高的特点,采用FBG光纤光栅传感器,通过小波包变换的方法来提取能量特征向量,同时结合相关系数法来实现复合材料层合板的冲击位置识别。在480 mm×480 mm的复合材料层合板上开展冲击实验,8次实验皆完成了冲击位置识别,其中7个点距离误差为0 mm,实现精准识别,另一个点误差在6%以内。     

一种正向乘波前体设计方法初步研究

以定楔角乘波体设计方法为基础,研究了影响高超/超声速乘波体"乘波"的主要因素,给出了前体前缘实际气流压缩角的确定方法及影响因素,可知在相同的来流马赫数和压缩角δ下,随着前缘角θ和气流与前缘夹角α的增加,实际气流偏转角γ减小。据此,基于幂函数进气道前体构形,给出了前缘激波不脱体的限制条件及具体的判定方法,分析了乘波体典型几何特征参数对前缘激波不脱体的影响规律,结果显示在相同的来流马赫数和压缩角度下,增大前缘形状因子n,减小前体的长宽比L/W及增大前缘角均有利于激波不脱体。根据给出的前体几何参数对前缘激波脱体的影响规律曲线,对一种"前体几何外形构造+前缘激波附体条件限制"的正向前体乘波器工程设计方法进行了研究,给出了具体设计流程,并进行了初步的数值仿真验证,表明通过该方法设计的乘波前体流动特征与预期的结果吻合,说明文中所给出的激波附体条件及影响规律是可信的,乘波前体设计方法是可行的。