基于CFD与飞行动力学耦合方法的舰载直升机着舰平衡分析

将计算流体力学（Computational fluid dynamics,CFD）模型与飞行动力学模型相结合, 建立了适用于舰载直升机着舰飞行的平衡分析方法。在满足气动力计算精度的前提下,为提高计算效率,CFD模型使用Euler方程作为主控方程,并采用动量源项代替旋翼对其流场的作用。将CFD计算所得气动力对飞行动力学模型计算所得气动力进行修正迭代,并根据牛顿迭代法求解飞行动力学平衡方程,最终求得平衡参数。应用所建立的方法,首先进行了算例验证,以表明方法的有效性;然后着重对舰载直升机着舰飞行进行了平衡计算与分析,为直升机着舰飞行提供参考。     

次生气囊在无人机回收系统中的应用

次生气囊是一项可以应用于无人机伞降结合气囊缓冲回收的具有实用价值的技术措施.次生气囊利用无人机主气囊触地后瞬间排出的气体填充成形,实现对机翼部位的缓冲保护.本文对次生气囊的工作过程、力学模型和相关技术指标进行了分析,认为次生气囊对主气囊的工作不产生不利影响,不增加对气源的需求,对无人机增重的影响也很小,但却可以有效地增加对无人机着陆的缓冲效果.     

两米光栅—线纹自动测量仪测量不确定度的评定(一)

以不确定度的概念对两米光栅—线纹自动测量仪的测量质量、水平进行了评定,给出了该仪器测量光栅尺和线纹尺的不确定度指标。     

二次扩张型射流矢量喷管的设计及性能计算

应用数值模拟的方法对二次扩张型射流矢量喷管进行设计并研究了其推力矢量性能,探讨了二次扩张段注入射流产生推力矢量的机理,分析了二次扩张角度以及次主流压力比(SPR,Secondary to Primary total pressure Ratio)的变化对喷管主喷流偏转特性的影响.计算结果表明:在二次扩张段上注入二次射流可使喷管的出口段在不同区域产生不均匀的压强分布并且迫使主喷流发生偏转产生推力矢量;二次扩张型喷管比无二次扩张型喷管具有更好的推力矢量性能;二次扩张角度越大喷管产生的气动矢量角越大,在文中设计条件下二次扩张型喷管的气动矢量角最大可达39°;气动矢量角随次主流压比SPR的增大而增大.      

一种高动态直扩接收机快速码捕获方法

对于工作在高动态环境下的扩频接收机,在基于数字匹配滤波器的基础上,提出了一种高折叠倍数匹配滤波器和FFT相结合的捕获方法,将传统的基于信号载波频率和码相位的二维搜索过程变为基于码相位的一维搜索过程.给出了32折叠匹配滤波器在FPGA中的实现框架,通过对折叠倍数和占用系统资源的关系的仿真,可以看出,折叠倍数越大,占用系统资源越少.当输入信号的信噪比在-20 dB时,比传统采用二维搜索捕获方法的捕获速度有很大的提高.由于该方法具有捕获速度快和占用系统资源少的特点,经实际验证适用于高动态环境下的快速码捕获.      

轴向柱塞式电液泵的油隙损耗与机械效率

介绍了轴向柱塞式电液泵的结构与工作过程,分析了轴向柱塞式电液泵的各种机械损耗,建立了其机械效率的计算模型,在此基础上给出了定子与转子间油隙损耗与机械效率随转速、压力、温度变化的曲线.计算结果表明,研究的这种轴向柱塞式电液泵在油温50 ℃、转速 4 000 r/min、压力28 MPa时的油隙损耗只占总机械功率的1.737%,大大低于传统电机-泵组中电机的风扇与机械损耗,此时电液泵机械效率为92.6%,高于传统电机-泵组.机械效率的提高使得轴向柱塞式电液泵的总效率高于传统电机-泵组.分析了油隙长度对其损耗的影响,结果表明该电液泵油隙长度仍有减小的空间.      

控制力矩陀螺力学试验后的微振动特性变化

控制力矩陀螺是一种用于航天器姿态机动和稳定的重要执行机构.为掌握控制力矩陀螺力学试验后的微振动特性变化,用加速度传感器测量其工作状态下的加速度响应,用多分量测力计测量其工作状态下的力和力矩响应,并进行时域统计分析和频域FFT分析.结果表明,轴承偏心和点状缺陷引起的通过频率成分及其倍频成分是加速度响应的主要成分,但皆位于300 Hz以上的高频区,如果将加速度响应转换成位移响应,则转子标称转速频率成分仍占主导,力和力矩响应结果也验证了该论断.力学试验使控制力矩陀螺微振动恶化,主要原因是静、动不平衡量变大、轴承偏心变大和轴承受损.此外,转子转速和结构模态的动力耦合也会影响微振动幅值.     

自适应OFDM采样频偏估计算法

修正了基于数据判决的采样频偏估计公式,提出一种自适应采样频偏估计算法,利用离散导频估计频偏变化,从而得到参与估计的数据符号间隔,并且同时使用信道估计结果和接收数据对采样频率偏差进行估计,达到提高估计精度的目的.仿真表明,在高斯白噪声信道下,新算法估计精度比基于数据判决算法和基于离散导频算法高3 dB左右;在多径信道下,新算法的估计精度比其他两种算法提高5 dB以上.实验结果表明,该算法的星座收敛速度快,提高了接收机性能.      

基于RLV飞行过程的氢氧发动机参数设计模型

为了考察氢氧发动机参数选择对可重复使用运载器性能的影响,基于氢氧发动机参数建立了可重复使用运载器入轨飞行过程的计算模型,包括运载器运动方程、飞行控制条件和质量模型,研究了发动机混合比对运载器飞行参数和运载器质量的影响规律.在运载器总质量恒定的情况下,随着发动机混合比由4增大到14,推进剂质量和发动机质量先减小后增大,储箱质量减小,三者的综合效果使得有效载荷质量先增大后减小.      

一点应力的一种表述及计算

针对一点应力斜截面的方位用方向余弦l、m、n表述的方法，本文以方位角α、ψ表述斜截面的方位，可使斜截面的应力以平面问题公式的形式给出，求出三个主应力；应力主方向的计算公式简单易算。