二次流喷口形状对激波矢量控制喷管推力矢量特性影响

基于CFD数值模拟技术,考虑变比热比及温度对黏度的影响,针对二次流喷口主要几何参数（二次喷射角度及喷口无量纲展向长度）在不同喷管落压比、二次流压比工况下对激波矢量控制喷管三维流动特性及推力矢量特性进行分析.研究表明:喷射角度增加,二次流喷射前主分离线前移,激波角度增加,在较小的二次流压比下随着喷射角度增加,推力矢量角增大,二次流压比为1.0和1.2时,存在最佳的喷射角度使得推力矢量角最大;喷口无量纲展向长度小于1.0时,喷口前分离涡演变为马蹄涡,并在喷口下游诱导尾涡,二次流压比大于0.6时随喷口无量纲展向长度增大,推力矢量角度增加.      

锥形螺纹平均螺旋升角的计算

在万工显上,采用影像法测量圆锥形外螺纹的诸参数（例如：牙距、牙形半角等）时,中央显微镜的立柱要倾斜一个角度。与测量普通的圆柱形外螺纹不同的是,该角度是一个平均值,称为平均螺旋升角。给出了平均螺旋升角的三种计算公式及其推导过程。     

图形文法在三维角点检测中的应用(英文)

许多局部特征描述都假设场景是平面的,而在真实场景中捕捉到的图片都是来自三维世界。在图像匹配和目标检测中,三维角点作为一种包含三维信息的形状特征,是一种新的重要不变特征,但从普通角点中自动鉴选出三维角点比较困难。基于图像的图形文法提出一种新的三维角点检测方法。该方法在一定程度上能够检测出角点的三维特性。实验结果表明三维角点特征在图像匹配中是适用的,证明了所提出的方法的有效性。     

基于GPS掩星平均弯曲角的折射率反演研究

利用Abel积分变换通过掩星弯曲角计算折射率需要对高层弯曲角进行统计优化.目前由于所使用的背景场资料和具体反演方法不同,导致所发布的掩星大气数据气候统计值存在一定差异.本文使用2008年1,4,7,10月共4个月的COSMIC大气掩星附加相位数据,从纬圈平均弯曲角廓线反演相应月平均折射率,对反演结果进行比较分析.研究表明,利用掩星折射数据进行气候研究时无需逐一对掩星探测廓线进行统计优化,在40 km以下高度基于平均弯曲角的反演方法与传统统计相比能够获得几乎一致的月平均折射率,在50 km以上高度基于平均弯曲角的反演结果更加接近ECMWF资料统计.      

基于测速测角敏感器的火星探测器自主导航方法研究

提出了一种基于天体光谱红移测速和利用星光敏感器测角的测速测角组合导航新方法。该方法与现在的深空探测器导航方法相比,优势明显：一是无需太复杂的轨道动力学模型,简单易行。二是不需要依赖地面的无线电信息,无时延。最重要的是消除了测角导航方法引入的微分误差和测速导航方法引入的积分误差,可以实现精确天文自主导航,满足深空导航连续自主、实时高精度的基础要求。针对该导航方法,首先完成了轨道动力学模型和量测模型的建立工作,然后根据模型的非线性特点,分别采用扩展卡尔曼滤波算法完成了对该组合自主导航方法的研究。最后,对该方法进行仿真验证,通过对仿真结果的分析可以发现,测速测角组合自主导航方法满足巡航段的导航精度指标要求。     

一种有撞击角和视场角约束的运动目标的偏置比例导引算法

针对以一定角度攻击运动目标问题,提出一种采用偏置比例导引的间接撞击角度控制方法。定义满足攻击角度约束的碰撞三角形概念,在这基础上给出了具有偏置比例导引形式的制导律。根据碰撞三角形要求的偏置项积分值设计两阶段和一阶段这两种计算偏置项的方法,其中两阶段方法不需要计算剩余时间,而一阶段方法能够攻击机动目标。考虑视场角和过载等约束条件限制,对偏置项进行三阶段改进,使导弹在满足这些约束条件的同时满足撞击角要求的偏置项积分值。为了适应机动目标的情况,考虑当前时刻导弹和目标运动信息,在线地偏置项进行实时更新。最后对运动目标和机动目标两种情况进行了仿真实验,验证了本文方法的有效性。     

带有落角约束的一般加权最优制导律

以期望的落角方向为坐标轴定义了落角坐标系,在落角坐标系中建立了线性化的运动关系方程。应用Schwarz不等式,分别研究了控制系统为一阶惯性环节和无惯性环节情况下带落角约束的任意加权最优制导律,得到了制导律的一般表达式。对于无惯性环节控制系统以及加权函数为一般初等函数类型的一阶惯性环节控制系统,当加权函数的逆的一次到三次积分都能求出解析表达式时,均可以得到解析形式的最优制导律。对于不同的制导目的,应用本文结果可以方便地设计相应的制导律。对于某些特定的加权函数,所得制导律推广了现有文献的结论,并给出了指数权函数下满足落角约束的最优制导律的仿真结果。     

超声压气机叶型设计方法

在设计超声叶型时,为使得叶栅进口马赫数和气流角等于给定值,提出一种新的叶型参数化方法。该方法以经典唯一进气角计算方法为基础,将超声叶栅的唯一进气角和叶型几何形状关联起来,由进口马赫数和气流角确定吸力面进口段叶型;根据喉部面积、前后缘小圆半径、最大挠度和最大厚度等特征参数确定其他部分叶型。用此参数化方法设计了6个超声叶型,并用Fluent对设计结果进行了验证。结果表明,来流马赫数及进气角的设计值与Fluent求解结果基本一致,进气角最大误差仅为0.7°,进口马赫数最大误差仅为0.01;并且实现了多激波增压和减小激波损失等效果。     

基于主动轮廓方法提取雾化锥角

基于主动轮廓方法（ACM）原理,将ACM延伸开发应用到雾化锥角的测量领域.经过调试,ACM成功捕捉到了雾锥边界以及喷雾矩在喷口后一定位置处出现的收缩特征,准确地获得了雾化锥角.验证结果显示:ACM获得的雾化锥角数值与阴影法测量值之间的相对误差小于1.5%.基于ACM提取雾化锥角方法的应用可以在保证实验结果准确度的同时降低工程应用成本.