利用地球磁场对人造卫星章动的控制

在人造卫星的姿态控制中,广泛地采用偏置动量轮控制系统。这种系统容易产生锥运动,也叫做章动。章动可以很快地被阻尼掉。许多作者研究了主动章动控制技术。 本文探讨了利用地球磁场和卫星上的磁偶极子之间的相互作用进行主动章动控制方案。首先分析了线性控制方案,然后分析了开关性控制方案。     

简论国有企业改革中的产权构建

国有企业产权问题是国有企业公司制改革的核心.要做到产权明晰,必须正确认识法人财产权与股权的性质,把国家作为投资者对国有企业享有的股权与国有企业享有的法人财产所有权分开,改变传统的国有企业财产属于国家所有、国有企业是国家附属物的状况,赋予其独立的市场主体地位,使其得以独立地参与市场竞争.     

软轴疲劳断裂原因分析及改进措施

软轴断裂失效以疲劳断裂为主；针对软轴疲劳断裂的主要因素：软轴材料冶金缺陷，软轴加工中的磨削工艺质量缺陷及扭力试验中产生的摩蚀等；采取严格控制软轴材料质量，合理选择加工中的磨削工艺参数，提高软轴加工质量，改进软轴扭力实验中的装夹条件，克服软轴产生摩蚀疲劳，改善软轴表面残余应力状态等措施，提高软轴疲劳强度。     

NAPA软件的并行化研究和效率分析

基于区域分裂思想,以M P I(M essage pass ing in terface)为消息传递库,实现了三维全粘性湍流计算软件NAPA的并行化。对NACA 0012翼型、微型飞行器、高超声速进气道等流场进行了计算和分析,比较了并行和串行软件的计算结果,结果完全一致,并对比了NACA 0012翼型流场的计算结果和实验值,表明NAPA软件的改进是成功的。随后对各个算例的并行效率和加速比进行了对比分析,分析了通信比例、负载平衡度以及通信模式等影响并行效率的几个重要因素。最后使用In te l cluster too ls和V tune工具对NAPA程序进行了算法和代码效率优化,发现了原代码中耗时长的几个子程序并进行了改进,通过对高超声速进气道算例的测试,计算效率提高了55.33%。     

弹道中段目标质心位置估计

 质心在目标上的位置是弹道中段目标的重要进动特征,也是目标的质量分布特征,可用于识别弹头和诱饵.针对旋转对称目标,提出了基于窄带雷达回波相位特性的质心位置估计方法.首先,选取目标对称轴上的任意点作为质心位置参考点,定义相应的质心位置参数,并构造以该点为相位参考中心的全姿态散射系数模板;然后,对窄带雷达回波采样序列进行相位匹配变换,搜索匹配函数的最大值,从而得到质心位置参数的估计值.仿真结果表明了该方法的有效性.     

带输出轴的直升机进气道设计改进

利用自主软件NAPA对典型带输出轴的直升机进气道进行了三维流场数值分析,通过修正进气道输出轴迎风侧的管道曲率半径、在背风侧增添优化的尾锥,改进设计了原型进气道并进行了模拟.结果表明,原型进气道由于输出轴堵塞了流道,使输出轴背风侧存在很大的分离,同时迎风侧存在转弯损失,导致出口面流场畸变严重.改型进气道减小了输出轴背风侧的分离和迎风侧的转弯损失,使其既保持了高总压恢复系数,且畸变指数最大降低了74％.      

火箭射流对RBCC进气道性能的影响

火箭基组合循环(RBCC)推进系统在引射模态时存在火箭发动机和冲压发动机的共同工作,为了分析引射模态时进气道的性能和流场特征,根据RBCC的特点,设计了一种RBCC用二元式进气道,采用数值模拟方法研究了不同飞行高度、马赫数和掺混段反压下火箭射流对进气道性能的影响。研究发现,火箭发动机的工作状态决定了火箭射流对进气道性能的影响:当火箭发动机工作在过膨胀状态时,火箭射流的引射抽吸作用明显提高了推进系统的抗反压能力,但并不改善进气道的起动能力;当火箭发动机工作在欠膨胀状态时,火箭射流的压力扰动会使进气道扩压段产生结尾激波,进气道性能随之改变。     

线性分布的细金属柱体成像

将改进的截断奇异值分解算法用于线性分布的细金属柱体成像计算。在散射模型中引入多极子展开分析散射体间的耦合作用,考虑一、二次散射对模型进行简化;在线性反演算法中,用截断奇异值分解正则化方法处理算法中的不适定性,并对正则化参数选取进行修正。仿真结果表明：当选取的正则化参数合适时,该法可获得较好的成像效果。     

微型涡喷发动机顶层设计研究

对微型涡轮喷气发动机的顶层设计问题进行了研究。首先分析了发动机尺寸对性能的影响,揭示了微型发动机推重比具有与尺寸成反比提高的潜力。基于各相关学科近期能达到的技术水平,选择了微型发动机尺寸并提出了初步设计方案。对微型涡喷发动机的压比、燃烧室出口温度和各部件效率等设计参数进行了单变量和双变量分析,得到了这些参数对推力、耗油率等性能的影响规律。提出了一个能简便准确地判断微型发动机顶层设计方案是否能产生推力的判别准则,并得出了高、中、低性能的三种气动热力参数顶层设计方案。      

超音速燃烧室碳氢燃料点火实验研究

模拟飞行Ma =3 5的超燃冲压发动机的燃烧室进口条件 ,采用氢为先锋火焰 ,在氢氧燃烧加热脉冲风洞上 ,对超燃燃烧室煤油燃料的点火和火焰稳定进行了实验研究 ,实现了煤油的点火和火焰稳定。实验测量了燃烧室壁面压力分布 ,并拍摄了燃烧火焰紫外光图像。实验表明 ,在燃烧室进口温度较低 (小于 90 0K)的条件下 ,在超燃燃烧室中实现煤油自燃十分困难 ,采用氢为先锋火焰实现煤油的点火是较为有效的途径之一。