大攻角高速空间密度场显示

在大攻角空气动力学中，三维、非对称流场的密度显示是十分重要的。本文描述在超声风洞中，应用光学纹影干涉层析术，显示大攻角钝锥的三维密度场的过程。     

仿真及有限元分析在机构设计中的应用

本文主要利用机械系统计算机虚拟仿真技术及有限元分析技术验证了大攻角腹撑系统设计的合理性。同时也为机构的设计提供了一种新的计算机辅助设计方法。     

超额定工作进气道的试验研究及其在加速式固冲组合发动机上应用的初步分析

三个超额定程度不同的进气道内流性能风洞试验结果表明进气道在超额定工况下,临界、超临界时能稳定工作,且其临界总压恢复系数并不会由于超额定工作而急剧下降。采用不同超额定程度进气道的加速式固冲组合发动机和地空导弹弹道性能计算表明,采用这种进气道能提高发动机性能和弹道性能。文中最后还指出了在超额定进气道设计中应注意的问题。     

高分影像辅助下的航空高光谱严密几何检校方法

 惯性测量单元(IMU)与传感器视准轴的偏心角和偏心矢量是造成航空线阵列高光谱数据几何校正误差的主要原因之一。在分析偏心角与偏心矢量误差来源之后提出该误差由IMU主轴与传感器主轴的角度偏差、测区固定偏差、GPS中心与传感器投影中心相对偏差组成,在此基础上建立了较为严密的检校模型。针对模型解算时需要大量高精度控制点的问题,提出了一种高分影像辅助下的亚像元精度控制点自动提取方法。通过多地区、多传感器高光谱航测实验表明,亚像元精度控制点能有效提高模型解算精度。新检校模型可获得亚像元校正精度,推扫式传感器——应用型机载成像光谱仪(AISA)建模中误差约为0.39个像元,摆扫式传感器——实用型模块化成像光谱仪(OMIS)建模中误差约为0.23个像元,校正后的影像可直接进行拼接。     

脉冲进气条件下可调向心涡轮内部流场数值研究

为评估可调向心涡轮在脉冲进气条件下的性能,通过对脉冲进气条件下的涡轮内部流场进行数值模拟分析,得到了脉冲进口压力对导流叶片段泄漏流量和总压损失、导流叶片尾缘激波强度及转子叶片前缘载荷的影响规律。导流叶片段泄漏流量和总压损失及激波随脉冲进口压力提高而线性增大,进口压力每提高10k Pa,泄漏流量增加约2.9%,导流叶片段的总压损失增加约2.7%,激波增强约14%;转子叶片前缘载荷也随脉冲进口压力增加而线性上升,当脉冲进口压力提高50k Pa时,转子叶片叶根前缘的载荷峰值增加约12.7%,中间叶高前缘位置的载荷峰值增加约24.9%。     

基于连续同伦算法的天基仅测角初定轨方法

要进一步提高天基短弧初定轨的精度,在观测资料精度较高的情况下,仅考虑二体问题是不够的,还应考虑轨道摄动的影响。因此,基于无摄初轨的单位矢量法原理和矢量斜分解方法,给出了考虑摄动的天基仅测角初定轨单位矢量法。针对天基仅测角观测条件方程组求解过程中易出现迭代不收敛或收敛到平凡解的问题,引入连续同伦算法求解观测条件方程组,提出了单星观测方式下的空间目标天基仅测角初定轨方法,并通过数值仿真算例验证了该算法在较大范围的收敛性和数值稳定性。     

一种车载组合导航系统航向修正方法研究

针对车载组合导航系统航向误差难以修正的问题,对航向角误差可观测性进行分析,并提出一种基于加速度变化的航向误差可观测性分析的误差修正方法。首先利用分段线性定常系统(PWCS)可观测性分析法和奇异值(SVD)分析法对不同加速度变化情况下的组合导航系统航向角误差进行可观测性分析,得出航向角误差的可观测度与加速度变化的剧烈程度正相关的结论。在不同加速度变化情况下,对航向角误差的滤波估计进行仿真,总结出加速度变化过程中的收敛规律,从而提出根据加速度变化情况对航向误差进行修正的方法。最后实验结果表明,通过该方法能够有效地减小航向角误差导致的位置误差,提高导航精度。     

攻角试飞测试基准的误差修正

阐述了攻角测量误差的成因和攻角试飞校准的必要性。选定机头空速管攻角传感器为攻角试飞的测试基准，分析其攻角探测特性，并运用细长旋成体理论重点计算了机体绕流对攻角测量的影响量。探讨了攻角试飞测试基准的误差修正问题。     

高精度航天轴承刚度测量装置

介绍一种高精度航天轴承刚度测量装置,内容包含轴承刚度测量的原理、刚度测量装置的设计、应用效果等三部分.航天器中的精密旋转部件,尤其是某些高速旋转部件例如陀螺仪转子和角动量飞轮以及某些光学部件例如红外地平仪都采用了精密角接触滚珠轴承作为旋转支承.为了使这类旋转支承获得高旋转精度、长寿命和高可靠的特质,就必须对轴承加一个精确的预载力.本文介绍的轴承刚度测量装置就是为此而研制的.该装置已在航天器旋转部件的研制中发挥了重要作用.装置允许加力范围0-100kg,测力精度1 N;变形测量范围100μm,测量精度0.1μm.