雷达检测性能试验等效推算方法

 雷达检测性能是雷达最基本、最重要的性能,雷达检测性能试验是雷达试验的重要内容。由于各种原因,针对雷达的系统级原型试验常常难以开展或者只能极少量地开展,通常只能通过进行大量等效试验来辅助雷达性能的鉴定评估工作。本文针对缺乏原型试验条件下的雷达检测性能评估问题,提出了一种基于试验数据分析的雷达检测性能等效推算方法。首先给出了等效试验与原型试验之间的差异性度量方法,它是等效推算和性能评估的基础;接着对存在原型试验条件下的等效推算方法进行了研究;而后针对通常无法进行原型试验的实际情况,提出了一种基于预测模型和仿真试验相结合的零子样原型试验条件下的等效推算方法;最后通过仿真实例验证了本文方法的合理性和可行性。     

磁悬浮飞轮储能发电运行前馈-反馈控制器设计

针对磁悬浮储能飞轮在发电模式下发电环节的控制方法做了探讨,设计了前馈-反馈控制器,在SIMULINK中对控制系统进行仿真研究,并在磁悬浮储能飞轮实验平台上进行了实验。仿真及实验结果表明该控制器的引入,使得输出电压能不受输入电压变化的干扰而保持稳定。     

基于八大廊坊建设工程构建高校信息体系研究

近年来,高校信息体系建设已经成为高校发展建设的重要组成部分,它是新形势下高校发展的必然要求,在廊坊科学发展的八大愿景建设中,高校责无旁贷。本文阐述了高校信息的基本涵义,高校信息工作的意义和任务,信息在高校管理、科研、教学工作中的作用,分析了高校信息工作存在的问题,对构建高校信息体系提出了几点建议。     

受限空间内射流影响下主流内气固两相流动实验研究

为了研究壁面射流在受限空间内对不同粒径颗粒群分布的影响及其作用机理,搭建了横向矩形通道内的射流气固两相流动实验台.通过调整均匀流动段内的隔栅网数量和化置,在无射流条件下使不同粒径颗粒在高度方向上均匀充满整个横向通道.在主流雷诺数7.9×104,射流雷诺数1.8×104的条件下,采用PIV系统对流动通道中的气流场和颗粒分布进行测量.由瞬态涡结构图片发现,带主流受限空间内的射流涡结构与自由射流涡结构具有明显差异,存在不对称的连续涡结构发生、脱落与破裂过程.通过观察射流对不同尺度颗粒的影响,详细分析了射流对颗粒分布发生影响的两大机理,并由此预见了壁面射流控制手段在上程上的应用性.     

陀螺寻北仪现场校准方法研究

针对现有车载陀螺寻北仪无法现场校准的问题,借鉴陀螺寻北仪实验室校准原理,以及使用的测量标准装置,提出用传递比较测量实现陀螺寻北仪现场校准的新方法。该方法以高精度陀螺经纬仪为传递标准,在外场对平行光管和平面镜进行引北赋值,使其作为陀螺寻北仪现场校准装置的方位角标准,进而对车载陀螺寻北仪进行校准。经实践证明,该方法准确、可行,可供陀螺寻北仪外场测试参考。     

皮卫星星箭分离机构运动系统设计

为实现“皮星一号A”卫星无干涉分离,达到分离初始姿态要求,对皮卫星星箭分离机构运动系统进行了分析设计。首先,根据皮卫星与凸轮限位机构间的受力情况和能量守恒定理确定了凸轮轮廓尺寸和分离弹簧结构参数,在此基础上建立了星箭分离过程动力学模型,通过对动力学模型的数值计算确定满足无干涉分离条件的舱门扭簧弹性系数。星箭分离过程的仿真计算和试验校验了“皮星一号A”星箭分离机构可实现无干涉分离,皮卫星初始速度、角速率均满足所提出的各项初始分离姿态要求。     

超声速固体粒子侵蚀的欧拉模型

利用计算流体力学（CFD）技术,引入粒子容积分数的概念,基于欧拉两相流模型,计算超声速飞行器侵蚀表面粒子速度和容积分数分布,模拟侵蚀后的三维表面外形。以超声速计算结果为基础,针对现有拉格朗日法计算侵蚀后退率的局限性,推导出适用于欧拉模型的计算公式。采用本文的数值模拟方法,模拟侵蚀后飞行器的外形,并与实验结果进行对比,验证了本文方法的正确性。计算和分析了不同环境参数对侵蚀量的影响,结果表明,马赫数和粒子容积分数对侵蚀量有较大影响,而粒子容积分数不变的情况下,粒子直径对侵蚀量影响不大。     

磁控热防护系统在天地往返运载器上的应用仿真

磁控热防护技术在高超声速领域显现出广泛的应用前景。考虑高超声速流动磁流体力学控制涉及的等离子体生成机制、多电离组分导电机理以及电磁流动能量/动量输运机制,通过耦合求解电磁场泊松方程和带电磁源项的高温热化学非平衡流动控制方程组,搭建了高超声速磁控热防护数值模拟平台。结合美国航天飞机"哥伦比亚"号（OV-102）近似外形和5种磁场配置方案,较为系统地开展了磁控热防护系统在高超声速"滑翔返回式"天地往返运载器上的应用仿真研究。结果表明：搭建的磁控热防护仿真平台具备偶极子磁场、均匀磁场、螺线管磁场及多个磁场组合条件下复杂外形飞行器气动热环境数值模拟能力,其校验结果与文献或飞行试验数据符合较好;采用合适的磁场配置能有效降低航天飞机的表面热流,显著改善了航天飞机的气动热环境,典型状态的表面热流下降25%以上;局部磁场方向与流动方向的夹角,在一定程度上决定了洛伦兹力的强度和方向,对磁控效果的影响明显。     

不同飞行状态下固体火箭发动机尾喷焰数值研究

为了研究飞行状态对固体火箭发动机尾喷焰的影响,建立了含化学反应项和组分输运项的N-S(Navier-Stokes)控制方程,并采用MUSCL(monotonic upstream-centered scheme for conversation laws) Roe格式的有限体积法进行求解.在此基础上,结合热力计算结果对某固体火箭发动机在不同飞行状态下的化学反应流和单一组分流进行仿真计算.结果表明:初始倾角和第一马赫波节长度随飞行高度的增加而增大,随来流马赫数的升高而减小.同单一组分流相比,化学反应流对第一马赫波节的影响较初始倾角显著.射流轴线温度因飞行状态的不同有较大涨落差异.初始倾角、第一马赫波节由来流总压决定,射流轴线温度由激波结构、复燃效应、来流条件等因素共同决定.      

AUSM系列算法对比研究及背景太阳风初步应用

磁流体力学数值模拟是研究日地物理学现象的一个重要手段. 对比三种AUSM算法, 即AUSM, AUSM+和AUSMPW+, 结合HDC磁场散度消去方法计算多维MHD问题的性能. 通过分析三种算法计算Rotor算例和Orszag-Tang vortex算例的结果发现, AUSM+算法的性能最好. 进一步使用AUSM+算法基于6片网格构造模拟了日冕结构, 计算结果表明这种算法能够正确计算出日冕的大尺度结构. 对于日冕结构模拟块, HDC方法能够较好 地控制磁场散度误差.