星载激光测高仪脚点坐标解算方法及机载验证*

通过分析ICESat-1和ICESat-2测高载荷地面脚点坐标解算方法,对比分析多波束、单光子体制对地激光三维测绘载荷与传统的单波束、全波形体制激光测高载荷在坐标解算方法上的异同,机载与星载激光雷达坐标解算的异同,建立机载激光雷达坐标解算方法与流程,利用自主研制的机载激光雷达进行飞行试验与验证,对后期机载、星载激光测高雷达激光脚点解算具有借鉴意义。     

基于FPGA的并行可配置Keystone实时处理架构设计*

针对雷达高速运动目标脉间存在距离单元走动而不利于长时间积累的问题,采用Keystone变换技术补偿距离单元走动是雷达提升高速运动目标检测和ISAR成像性能的一种有效方法。但Keystone变换计算复杂度高,在工程上实现实时处理极为困难。提出一种并行度可配置的Keystone实时处理架构,支持增加并行度来提升处理性能,实现资源与处理性能的互换。通过仿真和板上验证表明,Keystone处理架构是有效的。使用Keystone实时处理架构实现高速运算目标的相参积累与理论结果相比,最大相对误差小于10e-8;在并行度为1的情况下,平均单频点2048脉冲的Keystone处理需小于25μs,满足Keystone实时处理要求。     

飞机风挡防冰热载荷计算

对飞机结冰的原因、危害以及飞机风挡的防冰方法作了简要的概述;对风挡防冰热载荷的计算方法及计算结果进行了较为详细的讨论,提出了一种风挡防冰热载荷的计算方法。计算结果与国外现公布的数据相比,吻合性较好,误差在±5%之内,可用于工程设计。     

风机叶片的圆锥面成型法

本文提出利用圆锥面成型鈑料扭曲风机叶片的方法,能通过调节锥顶角的大小和叶片在锥面上的不同安放姿态来较好地满足各种径向扭曲规律,使成型的叶片能较好地符合气动设计要求,为鈑料扭曲叶片成型提供了新的设计制造方法。该法有较大实用和经济价值。     

叶尖间隙对跨音涡轮性能影响的试验研究

本文对叶尖间隙影响涡轮性能的主要试验结果做了介绍和分析 ,并与估算叶尖间隙影响的 5个经验或半经验公式进行了比较。试验结果表明 :对跨音速涡轮随着叶尖间隙增大 ,级输出功和效率都呈线性降低 ,影响显著 ,但对流量的影响则很小     

PISA在聚丁二烯系固体推进剂中的应用

本文通过癸二酸-α·W-二(α-甲基氮丙啶-1)加成物(简称PISA)的合成及在固体推进剂中的应用研究、证明了PISA对于改善高固体含量丁羧、丁羟推进剂的力学性能和加工工艺性能,效果明显,是一种有效的添加剂.     

导弹的最小方差容错控制

提出了一种新的容错控制方案:随机参数最小方差控制。在这种方案中,控制对象被表达成为参数具有概率分布的随机模型。容错控制是随机参数和随机噪声情况下的最小方差控制。针对舵机回路传感器故障,设计了地空导弹容铅控制系统,并进行了数字仿真。结果表明,当导弹控制系统发生故障时,常规最小方差控制失效,但最小方差容错控制具有良好的动态响庆性能。     

Realization Methodology of a 5-axis Spline Interpolator in an Open CNC System

By making use of the advantages of non-uniform rational B-spline （NURBS） curves to represent spatial curves, an instruction format with double NURBS curves suitable for 5-axis coordinated real-time interpolation is presented to replace the current 5-axis coordinated linear interpolation method defective in low-speed, low-accuracy and enormous numerical control （NC） files in sculptured surface machining. A generation procedure of the NC files with the presented format is introduced and the method to realize the interpolation in an open computer numerical control （CNC） system is developed by ourselves. These illustrated the feasibility of the proposed method and its capability of avoiding all the shortages of 5-axis linear interpolation method.     

Match Point Solution for Robust Flutter Analysis in Constant-Mach Prediction

This paper presents a method for robust flutter computation which uses flight altitude as the perturbation variable in order to obtain a match point solution. The air density and sound speed of standard atmosphere model are approximated as the polynomial function of altitude, such that the flight altitude becomes the single perturbation variable that describes the aeroelastic system. The uncertainties of generalized stiffness and damping are considered and the uncertain aeroelastic system can be formulated as linear fractional transformation （LFT） representation which is suitable for/.t analysis framework. Finally, the match point solutions of robust flutter margins can be computed with structured singular value （SSV） theory. The robust flutter analysis method provided in this paper is suitable for constant-Mach flight flutter test and provides valuable reference for flight envelope expansion.     

抛盖动力和“零-零”抛盖过程研究

 在分析“零-零”抛盖过程的基础上,建立了模拟作动系统进气及作动筒和舱盖运动过程的数学模型,实现了“零-零”抛盖过程作动筒上下腔压力变化的准确模拟,解决了以往研究中抛盖动力需要大量试验数据的问题。经过无量纲处理“零-零”抛盖试验中自由抛放阶段舱盖的运动轨迹,澄清了“零-零”抛盖过程自由抛放阶段可以忽略气动力的问题,并通过考虑和不考虑定轴转动阶段气动力两种情况下,“零-零”抛盖过程舱盖轨迹预测值与试验结果的比较,说明了考虑定轴转动阶段气动力会与实际情况更为接近。