直升机旋翼可控阻尼减摆器原理与设计

本文介绍了一种新型的直升机旋翼减摆器－可控阻尼减摆器的基本原理及其等效粘性阻尼系数（EVDC）的计算方法。     

GPS自动归航系统在变化风场中的轨迹

研究全球卫星定位系统（GPS）自动归航系统在恒定风场中归航轨迹的计算，探讨了系统能够达到预定目标点的条件，给出系统在几种风场中的轨迹图。为了进一步验证归航轨迹能否回到预定点，给出了系统的变化风场中的仿真算法，并通过对仿真结果的分析，提出在系统着陆期间利用GPS定位和测速数据实行逆风控制的方案。     

构建基于自主可控平台遥感影像处理应用系统关键技术

为了满足构建基于自主可控平台遥感影像处理系统的需求,对国产软硬件环境与主流商用系统差异进行了分析,在此基础上对软硬件兼容技术进行了研究.针对硬件环境、操作系统和开发平台差异提出源代码一致的跨平台程序设计方法,屏蔽底层平台差异,可不更改源代码在不同平台上直接编译运行,大大提高了跨平台程序设计开发效率.在此基础上构建的基于自主可控平台的遥感影像处理系统,可在Windows和麒麟平台上无差异运行,提高了基于国产平台开发军事应用系统的能力.     

两级对置式离心压气机湿压缩研究

本文以两级对置式离心压气机为对象,采用数值模拟方法研究了湿压缩对压气机特性和内部流场的影响。数值计算借助ANSYS CFX软件,采用欧拉-拉格朗日法耦合计算连续流场和离散粒子项,基于k-ε湍流模型、变比热拟合公式计算焓熵值,利用安托万方程求解饱和蒸汽压力并加入液滴破碎CAB模型和撞壁模型。在压气机进口采用干空气和不同喷水量与粒径组合共计7个工况条件下,对比分析了压气机总体性能变化、部件性能变化及水滴的运动轨迹。结果表明,湿压缩使得整机压比和效率均有所提高,但效果越好裕度越小。低压级内湿压缩效果明显,水滴蒸发使得出口温度降低;高压级湿压缩降温增益不明显,但受上一级冷却效果影响,压比和温比都增加。水滴在叶轮中主要积聚在叶片压力面根部。扩压器和回流器中产生了较大的尾迹损失,扩压器前缘受水滴破碎和掺混作用,产生较大熵增。     

可控固体推进技术研究进展

可控固体推进技术是指在基于含能材料为工质的固体推进剂燃烧过程中,借助一定措施使得推进剂的燃烧方式可控,燃速可调,实现推力可随机控制的推进技术。其可对推进剂燃烧状态进行主动控制,有望从根本上解决固体推进剂发动机推力主动、随机控制等关键技术难题。从推力可控实施方案、对应推进剂类别以及其应用技术等方面对当前可控固体推进技术研究进展进行了综述,并对部分可控固体推进技术中的推力可控实施方案提出了建议。     

低雷诺数效应对某可控扩散叶型性能的影响

为研究雷诺数效应对叶栅流动的影响,对某可控扩散叶型的平面叶栅流动进行数值模拟,计算在叶弦雷诺数分别为1×106,7.7×104,1.6×104,7.2×103和3.4×103条件下的不同攻角的流动情况,研究雷诺数对叶栅总压损失系数和攻角特性的影响。对叶栅性能和流场特性进行了分析,结果表明随着雷诺数的降低,叶栅流动的总压损失系数不断上升,低损失攻角范围逐步减小。      

具有16阶的可控径向磁力轴承控制系统的RICCATI方程的求解

许多控制问题涉及到代数ＲＩＣＣＡＴＩ方程的求解问题。本文给出用符号函数法求解高阶径向磁力轴承控制系统（１６阶）的ＲＩＣＣＡＴＩ代数矩阵方程的方法,分析影响解精度的因素,最后给出仿真结果。     

煤油内燃机的喷嘴雾化性能试验研究

进行了离心喷嘴和气助喷嘴雾化性能的试验研究。试验中,测试了不同供油压力和不同气油比下的燃油索太尔平均直径(SMD)。结果表明,离心喷嘴雾化效果随压力增大而变好,其SMD可在45μm以下,但超过一定压力后SMD变化不大;气助喷嘴在高压高气油比下油气能较好地混合,粒径分布均匀。     

燃气流量可控的固体火箭冲压发动机动态建模及模型降阶

燃气流量可控的固体火箭冲压发动机促进了其燃气流量控制系统的研究.模型研究是控制系统设计的基础.基于集中参数的思想建立了燃气流量可控的固体火箭冲压发动机动态模型,分析了固体火箭冲压发动机动态模型参数的物理意义及其工作过程中的变参数特性, 固体火箭冲压发动机动态响应时间由冷区容积时间常数、热区容积时间常数、激波传播时间常数和激波容积时间常数等组成, 工作条件的较大变化使得固体火箭冲压发动机在工作过程中具有较强的变参数特性.最后对固体火箭冲压发动机动态模型进行模型降阶,由频率分析的结果可知,模型降阶是合理的.     

可控扩散叶型全3 维黏性反问题设计方法

为了快速有效地完成叶片造型,提高压气机气动性能,以全3维黏性反问题设计方法为基础,研究了全新的可控扩散叶型设计方法。基于黎曼不变量守恒建立了吸力和压力面型线与其对应静压分布之间的关系,通过给定叶片表面静压分布,求解吸力和压力面型线坐标几何参数。为了验证方法的有效性,以NASA Stage 35静子叶片为设计算例,通过全3维数值模拟得到其流场参数分布,进而采用可控扩散叶型的设计思路,对NASA Stage 35静子叶片表面的静压分布进行修改,以修改后的静压分布作为目标进行反问题设计计算,最终设计出满足设计要求的叶片几何型线。改型后的静子叶片通道内流场很好地实现了可控扩散叶型的流动结构,叶片总体气动性能得到提升,验证了可控扩散叶型全3维反问题设计方法的准确性和有效性。