基于最小F-范数修正面元法的高速直升机平尾静气弹计算

与常规构型直升机相比,高速直升机平尾面临更加明显的静气弹效应,工程面元法是静气弹数值计算领域广泛使用的气动建模方法。为了改进面元法计算精度方面的缺陷,同时保持其形式简单且计算高效的优势,提出了一种最小F-范数修正面元法。利用以原始刚性模型和预设扭转模型的CFD数据为基础获得的修正系数矩阵,可使平尾弹性变形状态下气动载荷的面元法与CFD计算结果保持较高一致性。基于所提修正面元法,结合结构有限元模型开展了高速直升机平尾的静气弹数值计算,证明了所提方法在静气弹分析中的适用性和有效性。     

嫦娥三号奔月的三大难关

2013年12月2日1时30分,嫦娥三号＂零窗口＂发射升空;1时49分,准确进入地月转移轨道。其实,这只是奔月之旅第一步。从升空到在月球表面虹湾区软着陆,嫦娥三号要经历约13天的旅程,而到最终＂玉兔＂号月球车释放还得经过三个重要环节：地月转移段的轨道修正、精准制动进入环月轨道和环月轨道的动力下降。     

基于遗传算法的航空发动机部件特性修正

研究了航空发动机部件特性修正技术,提出了一种基于变适应度函数的模型优化算法,以达到减小总体建模误差,提高模型精度的目的.在稳态模型的基础上,对引气系数、总压恢复系数和各部件的特性进行了修正,使修正后的模型输出与实验数据相一致.采用改进遗传算法,对交叉率和变异率进行了非线性自适应调整,并根据误差大小调整适应度加权系数,避免算法陷入局部最优,同时减小最大建模误差.仿真结果表明,修正后各实验参数平均误差从2.420 8%减小到0.321 7%,模型满足稳态误差小于2%的要求.      

对毫米波末制导雷达两点源干扰效能分析研究

毫米波末制导是精确制导的重要方式之一。首先分析了对毫米波末制导雷达的电子对抗原理,在此基础上分别建立了对毫米波末制导雷达的两点源相干干扰、非相干干扰和闪烁干扰的效能分析模型,并研究了各种干扰方式的作战运用。     

激光有源干扰的防御措施

激光有源干扰是目前光电干扰领域发展的热点,如何对其实现成功防御是一个重要课题。主要讨论了激光有源干扰的各种防御措施,重点是激光测距机和半主动激光制导武器的抗干扰措施、激光防护器材的防护原理以及新体制导弹的强激光防护技术。     

嫦娥三号奔月的三大难关

<正>2013年12月2日1时30分,嫦娥三号"零窗口"发射升空;1时49分,准确进入地月转移轨道。其实,这只是奔月之旅第一步。从升空到在月球表面虹湾区软着陆,嫦娥三号要经历约13天的旅程,而到最终"玉兔"号月球车释放还得经过三个重要环节:地月转移段的轨道修正、精准制动进入环月轨道和环月轨道的动力下降。环节一:轨道修正在地月转移轨道,嫦娥三号依靠此前的动力沿着轨道高速飞行,需在地面的指令下进行中途轨道修正,以消除轨道偏差。嫦娥三号原计划进行3次轨道修正,分别是     

FL-8风洞三点支撑系统研制

为提高大展弦比和飞翼类等大载荷飞行器风洞试验的准精度,中航工业气动院在FL-8低速风洞开展了三点支撑系统研究.两种空间形状和截面形状支杆的风洞试验表明:三点支撑增加了试验系统纵横向的刚度,使得试验精度有所提高;支杆形状对横向试验结果影响显著,精细地设计模型附近支杆对提高试验准度很有帮助.     

单频干扰下BPSK接收性能恶化分析及应用

为了提高现有单频干扰下BPSK接收性能恶化分析方法的准确性和实用性,本文引入干扰信号相位作为随机变量,得出了新的分析方法。该方法首次准确量化了单频干扰下BPSK接收性能的恶化程度,普遍适用于BPSK调制体制下的卫星通信系统。给出了MATLAB数值仿真和现场实测结果。将其应用到探月工程嫦娥一号（CE-1）任务中,对CE-1通信系统受日本SELENE月球探测器信号干扰进行了准确的定量分析,为地面接收站的抗干扰设计以及中日双方探测器频率协调工作提供了依据。     

引气对跨声轴流压气机性能的影响

以单级跨声轴流压气机NASA Stage35为研究对象,根据影响转子和静子通道流动的主要物理现象分别设计了多种引气方案.通过数值模拟比较分析引气与不引气状态下压气机的详细流场,结合实验测量结果,研究转子机匣端壁引气位置以及静子机匣端壁引气量对压气机性能及流场的影响.结果表明:转子机匣端壁引气能够有效控制间隙泄漏流的发展,减小叶尖损失,提升压气机性能.不同的引气槽结构和轴向位置对间隙流动的影响机理不相同;静子机匣端壁引气能够有效减小静子叶排损失,提升压气机效率.      

微分雷诺应力模型在激波分离流中的应用

由于Boussinesq涡粘性假设的湍流模型在一些流动中如激波分离流中预测失真,本文介绍一种基于完全雷诺应力方程的微分雷诺应力模型(DRSM),应用压缩性修正和改进耗散率方程构造出应用于可压流体的可实现DRSM,SSG压应力模型测试了两组参数。将其应用于ONERA M6机翼在跨声速大攻角的计算,结果表明DRSM能更好地模拟激波位置和流动分离。