精密分度涡轮跨齿补点测量法

通过对精密分度涡轮周节累积误差四种跨齿补点测量法的试验测量、误差分析及用光栅式单啮仪与自准光管、角度块组合装置比对研究,得出跨齿补点测量法是可以提高仪器测量精度,准确地反映分度涡轮真实的周节累积误差的一种简易可行的方法,值得推广应用。     

一种可变弯度叶片式旋流畸变发生器设计技术

为了研究进气旋流畸变对压气机性能和稳定性的影响,设计了一种能够产生典型对涡与整体涡可变弯度叶片式旋流畸变发生器。结合正交仿真试验设计方法,分别以对涡旋流强度为优化目标和以对涡旋流强度、整体涡旋流强度和整体涡总压恢复系数为综合优化目标对旋流畸变发生器的几何参数,包括叶片稠度、叶片数量以及轮毂比等进行气动优化设计,并采用CFD数值模拟仿真研究了旋流畸变发生器生成旋流特征。经过单指标优化分析,旋流畸变发生器生成对涡旋流强度最高可达24.60°,整体涡旋流强度最高可达38.73°。经过多指标综合优化,旋流畸变发生器生成对涡和整体涡的总压恢复系数分别提高了4.26%和3.57%。叶片式旋流畸变发生器设计具有结构简单、操作方便、试验周期短等优点,并具有较好的工程应用性。     

弯曲壁面流动分离及再附的尺度解析模拟

为准确预测弯曲壁面发生的流动分离及再附现象,基于模拟应力混合思想构建了新的RANS/LES混合框架,涡黏系数和湍动能耗散项中的长度尺度同步切换、涡解析区动态确定亚过滤尺度模型系数、采用混合过滤尺度匹配动态模型,并据此构造了k-ω基动态应力混合模型。首先利用槽道湍流检验了基准的亚过滤尺度模型和近壁RANS模型,前者解析获得了正确的湍流脉动近壁行为和相干结构,后者以很小代价捕捉到了雷诺应力分量的各向异性和松弛效应。随后利用周期性山算例考核了动态应力混合模型对分离再附湍流的预测精度,并与DDES,IDDES及SAS模型进行了对比。结果表明,三项改进使得动态应力混合模型具有近壁模拟能力且不存在对数律不匹配问题,涡解析能力优于DES类隐含的准代数模型,能够更好地捕捉压力梯度诱导的流动分离和再附,获得更为准确的壁面剪切应力、摩擦系数、压力系数、回流区,分离剪切层相干结构的分辨率更高。     

ＳＭＰ 复合壳结构力学性能的有限元分析

基于建立的三维ＳＭＰ 本构方程ꎬ采用有限元的方法对ＳＭＰ 壳结构的弯曲和展开性能进行了建

模和仿真ꎬ重点研究了该壳的高温加载ꎬ降温固形ꎬ低温卸载和升温恢复的形状记忆过程ꎬ并进一步分析了金属

壳片对ＳＭＰ 壳的增强效应ꎮ 通过本构方程和有限元方法有效地描述了三维复杂应力状态下ＳＭＰ 壳的形状记

忆行为ꎬ 模拟得出了壳的反向弯曲的弯矩大于正向弯曲的弯矩以及弯矩－转角曲线具有明显的非线性ꎬ得出金

属薄壳能够有效的提高壳结构的刚度和形状恢复力。

     

多目标多任务深空探测技术初探

在火星上探测水的存在与否,以及在彗星和小行星等小天体中寻找太阳系最早的起源信息是目前国际上深空探测的两个热点。该文分析了我国开展火星水探测和小天体探测研究的必要性,提出了适合同时探测火星及彗星/小行星的多目标多任务深空探测器的初步设想,并对其关键技术进行了初步分析。根据我国的国力和科学探测需要,结合我国未来20年内的主要深空探测发展方向,实施多目标多任务的深空探测任务不仅可以节省发射费用,而且实施结合新技术验证的多目标深空探测活动,可以获得较高的效益。     

2002年世界航天运输业分析

2002年世界航天运输业重大事件频出。我国“神舟”3号升空后圆满返回,“神舟”4号也在岁末顺利升空,为我国载人飞行奠定了坚实的基础。美国的宇宙神5和德尔它4及日本的H-2A等新一代运载火箭接连发射成功。印度的“极轨卫星运载器”     

某型巡航导弹发动机控制系统分析与FADEC设计

为克服某型巡航导弹发动机现行模拟控制系统响应慢、误差大、以及程序修改受硬件限制等诸多缺点，设计了基于FADEC的控制系统。对某型巡航导弹发动机控制原理进行了分析，给出了燃油控制系统原理图。通过对综合控制器机理研究，给出了基于FADEC的控制系统设计方案。经实验证明该系统满足设计要求。     

商用飞机的雷达目标分类

随着相参宽带雷达可资应用性的提高，雷达目标识别又重新引起了人们的兴趣，宽带相参雷达的大带宽可提供高的距离分辨力，这意味着目标鉴别是可以做到的，而其相参性则使横向距离高分辨力和雷达成像成为可能。     

星载微波辐射计地面定标系统研究

论述了用星载微波辐射计性能测试的地面定标系统。该系统由定标负载，定标接收机，转以，微波屏蔽暗室，微机及附件组成，利用微机对地面定标系统转台转速和ＳＭＲ一些参数进行控制，并对测量定标数据进行实时采样，处理和显示。     

一种用于导弹姿态控制系统的直接力非线性控制法

为改善传统导弹姿控系统线性控制法的不足,用相平面法分析了直接力作用下导弹的姿态运动规律和气动力作用对直接力控制的影响,提出了一种综合控制精度、姿控发动机产品特性和推进剂消耗量等指标的直接力非线性控制方法,给出了控制模型。仿真结果表明,该法能在气动力作用或干扰无法忽略的条件下实现导弹姿控发动机的开关工作正常,保证精度及推进剂消耗最省,其控制精度与线性比例微分(PD)控制律相当。