武装直升机旋翼下洗流对空空导弹发射的影响

探讨了直升机旋翼下洗流的形成、分布和影响。首先研究了空空导弹发射后最初阶段，穿越该下洗流区域的运动特性和弹道轨迹变化；其次研究了这种变化对空中攻击精度的影响。在此基础上还研究了降低这种影响、提高直升机空中攻击精度的方法。用某型直升机空中攻击的仿真证明，该方法是有效的。上述结论对直升机火控系统设计具有重要的参考价值。     

函数调用网络的结构属性及其静态鲁棒性

通过对开源软件tar和MySQL源码的分析,构建基于函数调用的有向软件网络模型,研究函数调用网络的度分布、聚类系数等多个结构属性。结果表明,多个主要软件模块的耦合才使得整个函数调用网络具有高聚类特性;节点的依赖度(影响度)与节点的出度(入度)存在正相关性;节点的依赖度与影响度具有负相关性。基于有向软件网络鲁棒性的弱连通和强连通指标,采用不同节点攻击策略验证函数调用网络的静态鲁棒性。研究结果表明,对于tar网络,高出度策略对网络的弱连通性具有最佳的攻击效果;对于MySQL网络,高入度策略对网络的弱连通性具有最佳的攻击效果。      

基于改进蚁群算法的月面机器人的路径规划及虚拟仿真

针对月面机器人在复杂地形下的路径规划问题,提出了一种改进的蚁群算法。算法构建了栅格化地形图,基于人工势场法改进了蚁群算法的启发函数,加快了算法收敛速度;引入空间信息素划分方法,提高了蚁群在最短路径附近区域的搜索能力;实验证明,改进后的蚁群算法,路径规划成功率显著提高,收敛速度加快。在算法规划出月面机器人的最短路径后,采用虚拟仿真技术,基于unity3D构建虚拟月面环境和月球车,直观地展示了月面机器人在月面环境下的路径规划效果。     

磁悬挂天平的电磁铁与控制器设计——磁悬挂天平技术研究之二

本文介绍30mm×30mm 五分力磁悬挂天平的电磁铁结构,讨论电磁铁设计中的几个问题,采用各通道局部补偿的控制方法实现了小气动力作用下飞行器模型的不同姿态悬挂。     

试飞科目的最优排序问题研究

以试飞科目间总的过渡耗油、耗时最省为性能指标,在建立过渡耗油、耗时计算数学模型的基础上,应用“旅行推销员”问题的ＥＡＳＴＭＡＮ解法及最近相邻点启发性解法两种方法对试飞科目的最优排序问题进行了研究。分析了两种方法的适用范围及限制条件,ＥＡＳＴＭＡＮ解法适用于起点和终点为同一科目的问题,最近相邻点启发性解法则是一种适用于开环问题的工程解法。仿真结果表明,通过合理安排试飞科目次序,可节省试飞耗油,耗时,     

热负荷及给水压力对水升华器启动和使用策略影响

热负荷、给水压力等参数的匹配设计,对水升华器启动及运行过程中内部气 固 液相变界面的位置具有重要影响,从而影响其运行稳定性和使用策略。开展了水升华器分别在低热负荷低给水压力、高热负荷高给水压力工况下的启动试验研究,及水升华器在低热负荷低给水压力下启动运行至稳定后调整为高热负荷高给水压力运行的响应特性研究。阐明了热负荷及给水压力对水升华器启动和稳定运行策略的影响。试验结果表明：水升华器在较高热负荷及较高给水压力工况下启动,可以在更短时间内建立稳定状态,但发生“击穿”风险大;水升华器需在高热负荷、高给水压力下运行时,采用在低热负荷、低给水压力下启动,然后在高热负荷和高给水压力下运行的方式,可以减小启动过程的“击穿”风险,且不影响其稳态散热能力。     

太阳能模型飞机的设计方法研究

从太阳能模型飞机的发展状况,分析了太阳能电池应用在航模飞机上的技术难点,针对机载平台、太阳能电池应用、推进系统三方面提出了合理的解决优化方案。实践表明了在光照充足的情况下,能达到只依靠太阳能电池作为动力,实现滑跑起飞的要求。     

超/高超声速飞行器动态稳定性导数极快速预测方法

飞行器设计早期阶段需要预测大量工况下的动导数。本文发展了一种面向超/高超声速飞行器的动导数极快速预测方法：首先基于当地流活塞理论,将飞行器进行小幅非定常运动所受到的气动力分为受自由来流引起的无附加扰动项以及受物面变形或运动引起的附加扰动项;通过当地表面斜度法、激波后等熵关系求解物面当地流动参数,进而结合非定常运动规律求出飞行器所受非定常气动力;再采用待定系数法对非定常气动力进行提取、辨识,最终得到超/高超声速飞行器动导数。该方法克服了传统方法对CFD流场参数的依赖和耦合,具有极高的计算效率;同时典型算例验证表明,该方法在超声速、高超声速工况下都能够很好预测动导数变化趋势。将该方法应用于复杂外形飞行器动导数预测,并讨论了与CFD方法的误差来源。本文方法可作为高速飞行器总体设计阶段布局选型的工具。     

RBCC发动机火箭出口结构热防护研究

基于目前RBCC组合发动机开展了火箭出口位置结构热防护的研究,该发动机结构形式为火箭从冲压发动机燃烧室侧壁嵌入,火箭出口紧贴冲压发动机燃烧室壁面。火箭出口超高温、高热流、冲刷大的特点,导致该位置热环境非常严酷,为了探索火箭出口位置热防护结构,开展了三种结构热防护方案的试验研究。研究结果表明,石英/酚醛内壳和高温合金外壳复合结构热防护方案能够满足30s量级的地面试验,能够满足火箭出口恶劣环境的热防护要求。研究结果还表明,热防护材料至关重要,高温合金材料不适合应用于火箭出口热防护;高硅氧/酚醛材料虽然基本能满足试验的热防护需求,但其抗烧蚀性能略低,尤其当材料完全炭化后产生的强度降低、收缩、分层、热导系数增加等问题,在更长时间试验中会导致热防护失效,针对这些问题,本文提出了进一步研究建议。     

一种嵌入式系统软件的非干涉测试方法

传统的嵌入式系统软件测试方法对被测试系统有一定的干涉效应,影响了测试结果的精确性和正确性.采用"非干涉测试方法"可以将这种影响消除,从而得到精确的测试结果,是一种准确反映被测试目标系统真实运行状态的测试方法.与传统的测试方法不同,该方法的特点在于对目标系统完全是非干涉的.通过分析非干涉测试方法的基本特征,提出了该方法的应用模型.在这个模型中,有3个组成部分是必需的,包括静态分析模块,动态分析模块和通过硬件采集目标系统状态信息的数据采集子系统.静态分析模块对被测试软件静态特征进行分析,指导硬件采集子系统如何采集以及动态分析模块如何解析采集的数据.在整个测试周期,"非干涉测试方法"不需要在目标软件中驻留任何仅用于测试的可执行代码.