电视制导侵彻炸弹落角约束变结构反演制导律设计

针对电视制导侵彻炸弹需要弹着角控制的要求,提出了带落角约束的变结构反演制导律。通过数学仿真,讨论了制导律参数对制导效果的影响,并检验了制导律在不同投弹条件和不同期望落角下的制导效果。仿真结果表明了该制导律的鲁棒性和有效性。     

火星轨道器运动的轨道变化特征

低地球卫星轨道半长径a和偏心率e的变化及其轨道寿命主要受大气作用的制约,     

临界倾角轨道卫星双轴太阳翼热性能研究

卫星太阳翼的在轨温度状况直接影响电池阵的光电转换效率及太阳翼的可靠性。分析了 临界倾角轨道β角的变化规律,利用Ideas TMG建立了双轴太阳翼的轨道热分析模型, 根据β角和摆动轴位置设计了温度计算工况。对影响太阳翼温度状况的相关参数进行了 灵敏度分析,研究了临界倾角轨道卫星双轴太阳翼不同工况下的温度与温差变化。β角 的分析方法及太阳翼的建模方法适用于其它卫星及其太阳翼的热分析。     

高超声速飞行器攻角特性数值研究

采用二维耦合隐式欧拉方程对高超声速飞行器内定常无粘流场进行了数值仿真,离散采用二阶迎风格式,分析了攻角变化(-10°~7°)对高超声速飞行器分别处于进气道关闭、发动机通流及发动机点火3种不同工作状态下飞行性能的影响。结果表明,当攻角在-10°~7°之间变化时,飞行器的升力系数和升阻比都是随着攻角的增大而不断增加;而俯仰力矩系数却是随着攻角的变化,先增大后减小;在进气道关闭时,随着攻角的不断增大,飞行器的阻力系数亦不断增加,在其他2种工作状态下,随着攻角的增大,飞行器的阻力系数是先减小,后增加,且变化较缓慢,但阻力系数在3种工况下总的趋势是随着攻角的增大而增大。     

卫星热设计中β角在不同轨道下的变化规律分析

阳光矢量与卫星轨道平面之间夹角是卫星热控设计中至关重要的一个设计参数,其不仅与到达卫星表面的阳光热流密度密切相关,也与到达卫星表面的地球反射热流密度密切相关。文章根据β角的变化规律将传统意义上的轨道分为了同步轨道和非同步轨道两种,并结合升黄赤经夹角的变化规律分析了不同轨道下β角的变化规律,以及相应的热设计特点。     

乘波器的参数化设计研究

开展变楔角参数化乘波器的研究.研究中考虑了粘性效应,分析了不同设计参数对乘波器气动性能的影响.对比MAXWARP乘波器设计结果和数值求解NS方程的结果,验证了变楔角参数化乘波器设计方法的正确性.分析了不同的设计参数对乘波器气动性能的影响,为研究复杂的乘波器设计和优化规律提供了一个途径.参数化乘波器设计可方便的控制乘波器的外形尺寸,使乘波器的应用性大大提高.     

矢量偏转对轴对称喷管性能的影响

采用有限体积法对不同偏转角和不同压比下的三维轴对称矢量喷管内外湍流流场进行数值模拟,结果表明:在相同压比下,轴对称喷管各性能参数与喷管偏转角基本成线性关系,并且在不同压比下偏转角对性能参数的影响不同,在小压比工况下偏转角对性能参数的影响大于大压比工况;在同一偏转角度下,随着喷管压比的增大,推力系数呈现出先减小后增大再减小的趋势,而矢量角却增大后减小.利用最小二乘曲面拟合技术,建立了该轴对称矢量喷管性能的数学模型,确定了各性能参数与压比及偏转角的多项式函数关系,逼近精度较高,具有一定的工程应用价值.     

加速度计组合自动驾驶仪设计

通过对加速度计测角原理的分析,提出了适于工程实践的两种无陀螺纯加速度计组合的自动驾驶仪的设计方案,并以一应用实例证明了这两种方案的可行性。     

停车转弯掉高度问题的探讨

首先从分析停车转弯的基本运动入手,根据停车转可能出现的各种情况,重点讨论了停车转弯高度损失的问题,然后较详细地分析了各种转弯情况引起高度损失,最后,以Ｈ６飞机为例进行计算和分析,结果表明,在迫降处置中,可作较大坡度的转弯,以减少高度的损失,为实际飞行提供了最优的操纵手段。     

内涵道风扇带辅助增压级混合式涡扇发动机的性能计算

阐述了喷口亚临界工作状态下混合式涡扇发动机性能的计算方法,计算的特点在于所研究发动机的风扇在内涵道中辅助增压级。同时,列出了确定内涵道带辅助增压级的风扇及其涡轮共同工作的方法框图,在风扇特性图上表示了不同M数下的共同工作线,并对这类发动机的高度－速度特性进行了计算。