8m×6m 风洞测控处系统

８ｍ×６ｍ风洞测控处系统以ＶＡＸ－Ⅱ为上位机,通过ＱＢＵＳ总线连接数据采集、速压控制、模型姿态角控制和数据实时分析与显示等四个子系统,完成对风洞试验的管理和数据测量与分析及显示。本文介绍了该系统的构成、主要功能和技术指标等。     

一个非常规前体机身的流动显示研究

描述了有类似Ｅｒｉｃｋｓｏｎ前体的非常规机身的初步流动显示研究结果,包括测力、表面油流和激光片光流动显示结果和用层流Ｎ－Ｓ方程进行数值模拟的结果。计算和试验的参数范围：α＝０°～５０°,β＝０°～２０°,虽然计算与试验所用的外形在后部有一些不同,但是两者在涡的位置方面显示了良好的一致性。同时研究也表明,大攻角的流动特性可以通过改变机身前体形状进行控制。通过研究还表明,这类前体在改善大攻角横侧方向安定性方面具有很大的潜力。     

一种基于实数域特征值分解的前后向平滑算法

为减小算法的运算量,对常规前后向空间平滑(FBSS)算法进行改进,提出了一种基于实数域特征值分解的前后向平滑(RDFBSS)算法。算法根据前后向平滑算法协方差矩阵的中心-厄米特对称特点,通过实值化变换,使FBSS算法的特征值分解从复数域转为实数域,大幅减少了算法的运算量,且不影响解相干和统计性能,提高了实用性。仿真结果证实了算法的有效性。     

俄反恐突袭的巡航导弹技术状态初步分析

2015年10月7日，俄罗斯采用远距离、高精度、大威力的“口径”对陆攻击巡航导弹远程空袭ISIS目标，该事件得到了高度关注。简要介绍了“口径”巡航导弹，并对俄巡航导弹技术状态进行了初步分析。     

旋成体大迎角侧向力的控制方法计算研究

提出了运用充气气囊控制旋成体大迎角非对称分离涡的思路,并通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程模拟了不同形状充气气囊作用下的流场,得到了充气气囊形状对旋成体侧向力的影响规律,计算结果表明充气气囊完全可以形成期望的流动干扰,为飞行器大迎角侧向力的控制探索了一条新的途径。     

基于循环平稳性的噪声调频干扰高分辨测向方法

根据噪声调频信号循环平稳特性分析,提出了基于阵列接收信号循环均值-空域处理的波达方向(DOA)估计算法。仿真结果表明:该算法的角度估计性能明显高于比幅比相单脉冲测角法,且在高信噪比环境中,该法的估计性能更好、运算量较小。     

大航向角误差情况下飞行中对准研究

为了解决飞行器在大航向角误差的情况下进行飞行中对准的难题,将一种线性大航向角误差模型应用于飞行器飞行中对准的过程.详细推导了线性大航向角误差模型,设计了飞行器在大航向角误差情况下进行飞行中对准的卡尔曼滤波模型,并进行了数字仿真.仿真结果表明,线性大航向角误差模型应用于飞行器飞行中对准,能够很好地解决飞行器在大航向角误差情况下进行对准的难点,并给出了适合于大航向角误差模型的机动方式.最后,提出了线性大航向角误差模型在工程应用中的几点建议     

最佳传力特性的偏置曲柄滑块机构解析法设计

本文根据偏置曲柄滑块机构的运动特性和传力特性所建立的函数关系，运用极值理论推导出给定条件下传力特性最佳的计算公式，大大方便了设计应用，值得推广。     

三叉杆式万向联轴器采用调心轴承时的运动分析

分析了三叉杆式万向联轴器采用调心轴承时输出转角和输入转角之间的关系式,并得出这种联轴器为准等角速传动万向联轴器的结论;讨论了轴偏转角大小对输出输入转角差值的影响,分析表明,这种联轴器中转角差值的变化周期是输入轴自转周期的3倍。     

A joint mid-course and terminal course cooperative guidance law for multi-missile salvo attack

Salvo attacking a surface target by multiple missiles is an effective tactic to enhance the lethality and penetrate the defense system. However, existing cooperative guidance laws in the mid-course or terminal course are not suitable for long- and medium-range missiles or stand-off attacking. Because the initial conditions of cooperative terminal guidance that are generally generated from the mid-course flight may not lead to a successful cooperative terminal guidance without proper mid-course flight adjustment. Meanwhile, cooperative guidance in the mid-course cannot solely guarantee the accuracy of a simultaneous arrival of multiple missiles. Therefore, a joint mid-course and terminal course cooperative guidance law is developed. By building a distinct leader-follower framework, this paper proposes an efficient coordinated Dubins path planning method to synchronize the arrival time of all engaged missiles in the mid-course flight. The planned flight can generate proper initial conditions for cooperative terminal guidance, and also benefit an earliest simultaneous arrival. In the terminal course, an existing cooperative proportional navigation guidance law guides all the engaged missiles to arrive at a target accurately and simultaneously. The integrated guidance law for an intuitive application is summarized. Simulations demonstrate that the proposed method can generate fast and accurate salvo attack.