带收敛出口的单元贫油直喷燃烧室冷态和热态流动特性研究

为了研究贫油直喷燃烧室的流动特性,提出了带有收敛出口的单元贫油直喷燃烧室模型,采用数值模拟方法研究了旋流角度分别为35°,38°,40°和45°共四种模型在冷态和热态条件下的流动特性,获得了旋流角度和燃烧释热对旋流器收敛出口截面速度分布、旋流数和下游中心回流区形态的影响规律。结果表明:在冷态条件下,随着叶片角度的增加,旋流器收敛出口截面的速度分布从"内高外低"型转变为"外高内低"型,并且"外高内低"型的速度分布更有利于形成回流区;除35°旋流角以外,其他模型都能形成驻定的中心回流区。在热态条件下,燃烧释热对弱旋流流动的影响十分明显,35°旋流角收敛出口速度分布由"内高外低"型转变为"外高内低"型,在其下游形成了驻定的中心回流区,说明燃烧释热可以促进旋流流动向涡破碎方向发展;燃烧释热对冷态下已形成回流区的流动影响不大,但气体的膨胀加速会加快燃烧室内部逆压梯度的消失,导致热态回流区尺寸和长度略小于冷态回流区。     

一种十字阵列模型下的新型测向算法

为提高精确制导的实时性,实现空间谱测向,提出了一种新型的正交传播算子算法(propagator method,PM)。该算法基于十字型阵列模型,引入了噪声子空间的投影算子构造伪谱,并采用一维谱峰搜索实现二维测向。与利用二维谱峰搜索测向的二维PM算法相比,该算法大大减少了计算量,降低了计算复杂度,可实现多目标信号测向,解决了二维角度的配对问题,也可有效估计出相同方位角(或仰角)的目标。该算法可广泛应用在雷达测向、导引头测向及跟踪等。     

周向前弯叶片对轴流风扇气动声学性能影响

通过试验获得低压轴流风扇前弯叶片声压级曲线和设计点1/3倍频程频谱,研究了叶片前弯角对风扇气动噪声的影响.通过数值方法,获得叶轮出口尾迹宽度的分布,分析了叶片前弯角对其影响.结果显示,随着叶片前弯角度的增加,风扇出口尾迹宽度呈现"先减小后增加"的变化特点,导致气动噪声也出现相同的变化规律,其中最低气动噪声出现在前弯6°～8°.气动噪声差异主要发生在300～4000 Hz.      

基于测距的无线传感器网络的定位算法的研究

无线传感器网络作为一全新的信息获取和处理技术,在国防、工农业、环境监测等众多领域都有着重大的应用价值和科研价值。而节点定位信息在无线传感器网络中是一项必需的基础信息。针对基于测距的定位算法进行研究,将算法分成三种情况进行讨论,并提出一种新的角度权值定位算法,仿真实验表明算法具有较高的定位精度。     

测角补偿在加速度计自动测试系统中的应用

介绍了利用ND280角度数显表实现测角补偿的方法,给出了具体的补偿原理、测试方法和最终的补偿结果。该方法可以很好地提高控角定位精度,实际应用效果很好。     

角位置定位误差检测及其补偿技术

角位置定位误差是定位定向设备标定转台的重要指标,其检测方法已有相关的标准可供参考。从不同的检测角度提出一种新的检测和数据处理方法,可有效解决转台产品安装面的实际角位置定位误差检测的问题。     

用于一等量块检定的柯氏干涉仪的改造

介绍了经过改造后的柯氏干涉仪用于一等量块的检定。从激光干涉仪直接测量量块长度的原理出发,通过对干涉条纹的整数部分N、小数部分ε以及修正量C的确定,计算出量块长度。改造中结合激光干涉技术、图像采集判读等技术,提高了量块测量准确度,解决了一等量块长度测量问题。     

关于角度量列为基本量的探讨

在SI国际单位制中,平面角是导出量,平面角的单位“弧度”是辅助单位。但是,平面角既不能由长度基本单位导出,又不能溯源至长度基本单位,因此不能确立导出关系。平面角应用广泛,作用重要,具有独特的性能,符合基本量的要求,因此提出：平面角,简称“角度”,是基本量;平面角的单位“度、（角）分、（角）秒”,是基本单位,以供探讨。     

天基激光清理低轨空间碎片的最佳角度分析与过程设计

针对天基高能脉冲激光清理低轨(LEO)空间碎片的问题,建立了高能脉冲激光清理LEO碎片作用过程和轨道演化的模型,推导了脉冲激光作用碎片的最佳角度与碎片轨道参数的解析关系,证明了最佳角度下的清理效果具有关于碎片轨道主轴对称的特性。以平台飞行时间和激光作用时间综合优化为目标,提出了一种天基激光清理空间碎片过程的简化设计方法,能快速有效地获得清理方案。选取典型的激光器与空间碎片参数进行仿真验证,结果表明:采用最佳作用角度能极大提高激光清理的效果;基于优化设计方法可使得在平台飞行时间仅增长10%情况下激光作用时间减少30%。     

机场污染跑道飞机轮胎的溅水问题

飞机在有积水、融雪的跑道起降时,由轮胎滑跑所产生的溅水有可能影响飞机的滑跑性能与安全。因此,积水跑道上的滑跑溅水试验是民航飞机适航审定的一个重要科目。在有限元软件LS-DYNA中对飞机轮胎溅水进行模拟,对于水粒子的模拟采用光滑粒子流体动力学(SPH)方法。针对某一具体轮胎参数首先进行了工程估算分析,接着建立了飞机轮胎的溅水分析模型,并对模型有效性进行了验证,进而分析了多种因素对轮胎溅水形态分布的影响。通过工程估算和数值计算结果的比较,发现存在临界的飞机滑跑速度,当飞机滑跑速度处于该临界值时,侧视溅水角度达到最大值。并在数值模拟中给出了不同位置溅水量相对大小的统计方法并指出轮胎翻边对溅水有显著的影响。