两种模型用于卫星钟差预报的性能分析

利用二次多项式和GM（1,1）灰色系统两种模型对GPS卫星钟差进行了预报分析。计算结果表明：在短期（1d）预报中,两者的预报误差在1ns量级以内;在长期（210d）预报中,灰色模型预报精度明显高于二次多项式模型预报精度,并且灰色模型长期（210d）预报Cs钟的精度高于Rb钟。     

基于μC／OS-Ⅱ的飞行仪表综合显示系统

首先分析了现代飞机对飞机综合显示系统的要求，以及飞机显示系统的多任务量对硬实时操作系统的迫切需求。通过对各种实时操作系统性能的分析比较，得到结论：μC／OS-Ⅱ适合作为EFIS系统的应用软件运行平台，即在飞机显示控制主处理器的内核中嵌入实时内核μC／OS-Ⅱ，以及针对飞机飞行姿态显示的重要程度来设置μC／OS-Ⅱ任务优先级的方法。最后，作者介绍了μC／OS-Ⅱ在ARM920T内核中的移植方法，设计了飞行显示画面的消息处理模型及针对如何进一步提高μC／OS-Ⅱ在嵌入式系统的执行效率和实时性的问题方面提出了一种解决方案，从而提高了系统的执行效率及实时性。     

C／C复合材料抗烧蚀HfC涂层的制备

采用液相先驱体转化法在C/C复合材料表面制备了抗烧蚀HfC涂层.用红外光谱分析先驱体溶液的结构,用XRD、SEM和EDS对涂层进行了分析和表征.结果表明:先驱体溶液中主要存在Hf-O-Hf结构和Hf-O-C链式结构,有利于HfC涂层的形成;经过1800℃热处理后多层膜被转变为HfC涂层,形成的涂层中主要为HfC和HfO2;单次涂覆不能有效的覆盖C/C复合材料,多次涂覆能够生成致密的HfC涂层;涂层的厚度约为几十微米,涂层界面不明显,在涂层和基体间有较大过渡层能够缓解界面应力和提高与基体间的结合强度,有效延长寿命.     

尾缘冷却跨声速涡轮气动特性的数值模拟

为了明确跨声速涡轮中尾缘冷却措施的引入对其气动性能的影响,针对跨声速涡轮叶栅中压力面半劈缝尾缘冷却方式和尾缘全劈缝冷却方式条件下,叶栅性能和尾缘激波系结构的变化进行了数值研究。结果显示,两种尾缘冷却措施都降低了叶栅能量损失系数,压力面半劈缝尾缘冷却方式效果更好,最佳情况损失系数下降达到48%。冷却流量对作用效果有一定影响,存在最佳值。冷却措施的引入显著改变了尾缘激波系结构,尤其对PSEJ冷却方式,将尾缘激波系压力面分支由原本一道强激波分成三道弱激波。     

无人机编队的高阶滑模控制方法研究

在未知干扰环境下,对无人机编队飞行的稳定性和精度提出了更高的要求,采用常规滑模控制的编队算法由于"抖振"等问题,不适应高精度和稳定性的要求.针对此问题,提出了一种基于高阶滑模控制的编队飞行控制方法,以三架无人机编队为例,建立了三维空间高阶滑模控制编队控制模型,实现了长机的航路跟踪及僚机的编队队形控制和保持.仿真结果表明...     

进气畸变下压气机叶片强度分析

介绍了一种考核进气畸变对压气机叶片强度影响的分析方法.通过对压气机全周数值模拟,分析进气总压畸变下转子叶片响应的非定常压力场;并对叶片进行模态及应力的有限元分析,研究进气畸变对叶片强度特性的影响.分析表明,周向总压畸变不但会降低压气机效率、稳定裕度等气动稳定性,而且会引起叶片气动力在周向分布的不均匀,对其强度产生重要影...     

大展弦比机翼剖面刚度分析

通过对变截面悬臂梁在一端受载时,自由端的位移、转角和悬臂梁各剖面刚度之间关系的分析,推导出一种基于有限元模型的剖面刚度计算方法。针对某型飞机,对机翼结构进行适当简化,建立机翼主承力结构的有限元模型,采用所推导出的方法计算了机翼沿展向各剖面的刚度,其结果可为某型飞机机翼结构设计和气动弹性分析提供参考。     

共形阵列天线单元极化形式的优化设计

由于共形载体曲率的影响,共形阵列天线的阵列流形具有多极化特性.为了利用共形天线阵列流形的多极化特性,提升阵列对空间目标参数的估计性能,将天线单元的极化参数引入到导向矢量建模中.更加完整地论述了共形天线阵列流形的特点.在此基础上.建立了优化设计天线单元极化形式的目标函数,基于交替优化思想.给出了共形阵列中各天线单元最优极...     

置氢TC4钛合金粉末模压成形烧结机构及其动力学

通过建立正四面体的烧结模型,数学推导了置氢钛合金粉末烧结颈与烧结体相对密度的表达式,结合动力学实验研究了置氢TC4钛合金粉末模压成形固结加工过程中的动力学问题。结果表明:置氢TC4钛合金粉末烧结过程中的物质迁移机构由体积扩散为主的迁移机制向体积扩散和晶界扩散共同作用的物质迁移机制过渡,并由此得到了置氢TC4钛合金粉末材料模压成形固结过程的动力学方程,置氢量是影响置氢TC4钛合金粉末烧结体相对密度的最重要因素之一。     

基于流动控制技术的低稠度大负荷涡轮设计

针对基于Pack B叶型的低稠度大负荷涡轮叶栅,采用定常数值模拟方法研究了两种流动控制技术——射流襟翼与Gurney襟翼(圆形、方形和圆弧凸起形)对低雷诺数下涡轮叶栅流动分离损失的控制.结果表明,射流襟翼和Gurney襟翼均可使主流流动偏转,增大叶型的气流转折角,影响叶型载荷系数;由于主流流动的偏转,影响并加速相邻叶型吸力面边界层流动,使得主流对于相邻叶片吸力面后缘处的逆压梯度降低,推迟了边界层层流向湍流的转捩,延长加速区,推迟了边界层分离,使得再附点位置提前,减小由逆压梯度引起的叶型吸力面分离区范围;H=1%的圆形Gurney襟翼和H=0.8%的方形Gurney襟翼均能在保证提高同等水平Zweifel载荷系数值的同时,将能量损失系数降到与设计栅距时相当的水平.