微波辐射定标场地面接收机通道自校准设计

微波辐射定标场的地面接收机是卫星雷达外定标的主要设备之一，由于整个雷达系统对精度要求很高，因此作为系统外定标的地面接收机，其自身参数的实时校准就显得尤为重要。本文对地面接收机的接收通道设计了一种自校准方案，阐述了其校准原理和校准步骤，并给出了设计实现框图，分析了其中的关键技术。     

飞机构型数字化管理方法研究

通过对飞机构型数字化管理方法与工程应用的研究，优化了飞机构型管理流程与方法。在方法研究的基础上开发的飞机构型管理软件系统实现了构型管理的数字化、网络化、标准化与规范化。系统的开发解决了传统管理方式工作效率低、错误率高、数据源不唯一、数据不具备实时性以及数据不便于统计分析等工程难题。     

某新机在铺砌道面上起降时起落架受载分析

分析了某新机在铺砌道面上起降时的起落架受载情况,建立了不同情况下载荷计算模型,并结合该型飞机的设计参数计算了不同起飞着陆情况下起落架的载荷值,得到了该机在铺砌道面上起降时起落架最严重的受载情况,为新机的起落架系统性能分析提供了重要的参数,同时也为机场道面抢修提供了理论支持.     

SRM两相内流场模型计算

火箭发动机内流场中的大量液态颗粒与喷管的壁面发生碰撞后会产生沉积和破碎,从而影响发动机的性能。针对此问题,采用颗粒与壁面碰撞破碎沉积模型和欧拉-拉格朗日两相流模型对某固体火箭发动机中不同尺寸的颗粒与喷管背壁区和收敛段碰撞破碎和沉积的基本情况进行了数值模拟,并与相关试验结果进行了对比。计算得到了流场中不同直径颗粒在考虑碰撞破碎后的分布情况和在壁面的沉积情况。计算结果说明,颗粒与壁面碰撞破碎后会大大增加流场尤其是喷管段中小颗粒的数目,颗粒的沉积主要集中在背壁区的下部,而大颗粒主要沉积在喷管收敛段。     

驻涡火焰稳定器冷态流场特性的初步研究

1995年由美国代顿(Dayton)大学Hsu教授等提出的用驻涡稳定火焰是一种新型、高效、适应高性能发动机发展的火焰稳定技术。研究在借鉴国外研究成果的基础上,采用数值和实验两种手段开展了驻涡火焰稳定器流场特性,包括驻涡和压力特性的研究。研究结果表明:在本研究范围内(Da/Df=0.5～0.8)的每一个Da/Df,都对应于一个最佳的H/Df(0.2～2.0),空腔中的驻涡稳定,符合火焰稳定和燃料引入的要求,压力损失也最小。研究成果初步确定了驻涡火焰稳定器的基本结构参数,为开展热态研究打下基础。     

基于STF的Jerk模型自适应机动目标跟踪算法

在Jerk模型的基础上,提出了一种新的机动目标自适应跟踪算法STF-Jerk。该算法通过引入强跟踪滤波器(STF)的渐消因子,实时调节滤波器增益,增强了系统对突发机动的自适应跟踪能力,从而很好地改善了Jerk模型在跟踪机动目标时的跟踪精度。仿真结果表明,提出的STF-Jerk自适应跟踪算法显著提高了Jerk模型自适应算法的机动目标跟踪性能。     

潜入喷管背壁区熔渣溢流沉积实验研究

利用X射线诊断系统，观察了固体火箭发动机热试车条件下潜入喷管壁区熔渣粒子的溢流过程。得到了实验条件下的潜入喷管背壁区熔渣生成沉积数据和图像，分析探讨了喷管潜入深度、喷管部面积对背壁熔渣生成和溢流过程的影响，为发动机的设计提供了实验依据。     

微惯性测量组合的计算机测试系统

介绍了一个微惯性测量组合(MIMU)的计算机测试系统，对该系统的结构，硬件组成、软件设计进行了描述，重点介绍了系统软件设计中的关键技术：RS232通讯测试技术、VC和Labwindows／CVI的混合编程技术、多线程技术、VC和Matlab的混合编程技术。该系统具有良好的通用性和可扩展性，基于高性能CPU和(CPLD、FPGA等技术的微惯性测量组合的测试过程可以大大提高工作效率，缩短研发周期。     

飞机大攻角空间机动气动力建模研究

 准确的气动力模型是大攻角机动仿真与控制等飞行动力学问题研究的基础。针对纵向运动建立的非线性非定常气动力微分方程模型扩展应用于一般空间运动形式,在分析大攻角非定常流动机理和试验数据的基础上,发展了一种多自由度非线性非定常气动力数学模型,并探讨了模型辨识和参数估计问题。用全机构形的大攻角动态风洞试验数据对模型进行的验证表明所发展的气动力模型能够描述大攻角气动力主要的非线性和非定常特性。     

ADuC812单片机温度控制器

本文提出的单片机温度控制器，是以ADuC812芯片为核心，根据PID控制原理构成的数字控制器，文中论述了它的硬件设计方法，并给出了几组主要测试曲线，研究结果表明，该温度控制器的硬件设计简单，成本低，功耗小，体积小，控温效果好，具有实用价值。