脉冲爆震发动机的可爆范围及内流燃气温度与壁温的实验研究

在脉冲爆震发动机原理性试验模型上对脉冲爆震发动机的可爆范围和内流燃气温度、壁温进行实验研究,掌握在脉冲爆震发动机中形成爆震波的条件、机理,以及影响可爆范围和内流燃气温度、壁温的因素及其规律,为脉冲爆震发动机的设计提供技术基础。     

空地导弹最小射程的一种估计方法

针对机载发射的空地导弹最小射程 ,把发射后的空地导弹看作一个受重力作用、推力等于阻力并具有水平初速的下滑飞行体 ,提出了一种估计方法并编制了计算机软件 ,对影响空地导弹最小射程的主要因素进行了量化分析。研究结果表明 ,空地导弹的最小射程由启控时机、载机初速、投放高度、下滑高度差及末制导最小距离等因素决定。该方法已用于某型空地导弹总体设计方案的分析与评估     

一种机载SAR距离徙动修正的快速算法

距离-多普勒算法是机载合成孔径雷达成像信号处理中的常用算法,针对其采用逐点插值进行距离徙动修正而导致运算量过大的问题,提出了一种无需插值的快速距离徙动修正方法.该算法通过二次快速傅里叶变换和一次复乘操作完成合成孔径雷达成像所需的距离徙动修正处理.在分析回波信号模型的基础上,推导了利用该技术能够精确完成距离徙动修正的最大测绘带宽度,给出了该宽度与成像分辨率之间的关系,并用计算机仿真验证了上述关系的正确性.理论分析、仿真和实测数据处理结果表明,该方法具有运算量小、精度高的优点,非常适合于机上实时处理.      

弹道靶中球模型非平衡可见光辐射的测量

使用中国空气动力研究与发展中心(CARDC)再入物理弹道靶和双狭缝式辐射计测量了多个状态的高超声速无烧蚀钢球模型非平衡流场的可见光辐射强度,并对实验技术和方法进行了讨论和分析.测量波段中心波长位于可见光的绿光波段(517.8nm、519.8nm),半宽度为6.6nm.球模型飞行速度为4.8~5.7km/s,靶室压力1333~10666Pa.实验数据与文献和计算结果一致,并发现高靶压状态辐射强度峰值下降的拖尾现象,其原因尚待分析.     

大型紧缩场反射面板的变形分析与控制

紧缩场反射面板在重力与热作用下的变形一直是影响反射面板精度的重要因素,在面板尺寸大、精度要求高的情况下更为突出。利用MSCMarc软件采用热-机耦合的有限元分析方法,对某新型紧缩场反射面板的变形进行了仿真,分析了反射面板在重力和温度变化作用下的变形。仿真结果表明面板的前后温度不均匀是影响面板精度的关键因素。在面板的使用中前后的温差应当控制在0 5℃以内。     

基于粒子群优化算法的火箭弹弹道研究

针对制导火箭弹滑翔增程问题,文章提出了以攻角为优化变量的解决方法;基于火箭弹的四自由度模型,结合粒子群优化算法,提出了火箭弹射程优化模型并建立了约束条件。对某制导火箭弹弹道进行优化仿真,所得到的结果表明:通过控制火箭弹攻角的变化规律,能够有效增加火箭弹的射程。因此,文章所提出的攻角控制方法是可行的。     

永磁同步电机弱磁与过调制控制策略研究

在前人研究的基础上,提出了一种提升永磁同步电机(PMSM)高速带载能力的控制策略。该控制策略能克服电机在最高转速时无法带载的弱点,可靠性高、易于实现。实现该控制策略的算法包含PMSM的弱磁控制和电压空间矢量的过调制控制,使电机能宽范围带载调速。为验证该控制策略,建立了内置式永磁同步电机(IPMSM)的仿真模型,搭建了试验平台,并进行了仿真和试验研究,验证了该控制策略的可行性和有效性。     

高超声速飞行器非连续点火助推增程弹道设计

针对高超声速飞行器因防热烧蚀而制约整体射程的问题,创新提出了一种非连续点火助推方案,通过增大助推段射程的弹道设计方法提高飞行器整体射程能力,减轻后续段的射程压力。综合考虑动压、过载、控制和终端高度、速度、弹道倾角等约束条件,以助推段射程最大为目标函数,设计了非连续点火助推段飞行程序和纵向平面弹道优化模型,采用改进的梯度粒子群算法进行优化求解。仿真结果表明,改进的梯度粒子群算法能有效解决非连续点火助推弹道设计问题,设计的非连续点火助推弹道方案在满足各项约束的同时,助推段射程比连续点火方案提高了8.7倍,射程达到了4 800 km,增程的效果十分明显。     

基于组合拍卖的协同多目标攻击空战决策算法

 针对多战机通过数据链共享信息、协同作战中的多目标分配问题,提出一种基于组合拍卖的协同多目标分配算法。改进并扩展了组合拍卖CABOB算法,重新设计了投标元组格式,增设了投标底价和任务上限对投标人的任务完成能力进行预审核,完善了算法的实用性;采用动态价格进行投标排序将算法扩展为非0-1投标,解决因不能共享投标而无法协同攻击的问题;在此基础上,设计了新的期望贡献值上界的计算方法,改进了启发式剪枝规则,加快算法计算过程。仿真实验表明,所提算法与现有的几种算法相比在求解质量、稳定性和可扩展性上都有明显提高。     

旋转冲压增程弹进气道内流场旋流数计算

为了研究高速旋转对冲压增程弹进气道的影响,对零攻角下旋转弹丸进气道入口与出口旋流数进行了理论推导,得到了旋流数的解析计算式。为了检验理论分析各项假设的合理性,并对旋流数解析式的误差进行分析,使用数值模拟的方法对某双锥进气道的流场进行了计算。分析发现,冲压弹丸进气道前方来流旋流数很小,因此旋转对进气流量影响很小;理论解析式计算所得进气道出口旋流数比数值计算结果偏大,且背压越低偏差越大;普通旋转冲压弹丸进气道出口旋流数低于0.2,由于在此弱旋流进气条件下,固体燃料冲压发动机工作状态与直流进气状态接近,因此弹丸的旋转对冲压发动机工作影响较小。