钻尖数控刃磨中的尾隙角研究

通过对尾隙角的分析研究,提出了作用尾隙角的概念,给出了作用尾隙角的计算方法,研究了刃磨参数对作用尾隙角的影响.给出了作用尾隙角在数控刃磨求取刃磨参数中的应用方法.研究表明,尾隙角是关系到钻头钻削性能的重要参数,数控刃磨中的几个刃磨参数对它的影响程度由大至小的次序为θ、C_y、σ、ω、C_x.     

细长体大迎角绕流的滚转角特性

尖拱和钝拱细长体的截面侧向力分布呈现明显的滚转角效应。不同滚转角下尖拱侧向力沿轴向分布曲线(CC～x/D)的相位和半周期各不相同,截面侧向力随滚转角变化(CC～)呈现一定的无规律性;而钝拱CC～x/D曲线的相位和半周期基本相同,但振幅值大小依赖于滚转角,CC～分布呈完全的无规律性。尖拱模型头部的加工精度导致的微扰动使得尖拱CC～x/D分布变成型式基本一致的两簇曲线,其特征点和半周期分别对应相同,CC～分布呈现典型的双周期方波。     

飞行器大攻角升沉平移加速度导数测量技术

为了测量由升沉和平移加速度 ( α和 β)产生的导数 ,进而将组合动导数分开 ,来改善飞机飞行特性的预测效果 ,中国空气动力研究与发展中心低速所开展了大攻角升沉平移加速度导数测量技术研究工作。采用刚性强迫振动法 ,研制了试验装置 ,测量了由升沉平移加速度产生的动导数和“静导数”。给出了升沉振动试验在振幅为60mm ,频率为 1 .0Hz、1 .5Hz,α =0～ 45°,Re=0 .76× 1 0 6 情况下的典型试验结果。小攻角情况下 ,Cm α为负值 ,是动稳定的 ,且随攻角变化不大 ,而在大攻角情况下 ,由于非定常气动力的作用 ,Cm α变化剧烈而且出现动不稳定。从典型试验结果看 ,该技术是成功的 ,所获数据是合理可靠的。     

某舰飞行甲板区域流场特性的水洞试验

为了满足舰载直升机的需要，南航直升机技术研究所对某舰飞行甲板区域流场进行了水洞试验。本文详述了水洞试验的方法和技术，通过对舰模在各种水速、各种航行偏角状态下的试验，得到了大量照片，并据此对该舰机库后部、飞行甲板上部周围流场进行了分析，得出了在飞行甲板机库门外有一趋于收缩的稳态区，随着流速Ｖ的增大，这一区域变短。稳态区之后很快变为乱流区。从侧面上看，稳态区高度有从降低再向上扩散的趋向。在向右偏航时，     

双基地角时变下的ISAR等效旋转中心估计

双基地逆合成孔径雷达（ISAR）距离-多普勒算法成像时，容易引起越分辨单元徙动问题，影响成像质量，为了抑制越分辨单元徙动，需要估计目标的等效旋转中心。本文针对双基地角时变下的ISAR等效旋转中心估计问题，提出了一种等效旋转中心估计算法。该算法首先将运动补偿后的一维距离像序列分为两组并分别成像，得到两幅图像；其次，假定某个距离单元为等效旋转中心位置，对两幅图像进行畸变校正，使得两幅图像只存在一个视角差，按视角差旋转其中的一幅图像，并与另一幅图像作相关，得到相关系数；然后，假定下一个距离单元为等效旋转中心位置，重复上述步骤，直至遍历结束，相关系数最大值对应的假定位置就是估计的等效旋转中心。最后进行了仿真对比实验，表明本文算法能够有效估计双基地角时变下的ISAR等效旋转中心位置。     

非稳定动态过程非定常气动力建模

现有的大迎角非定常气动力建模方法，通常是以一个或多个频率的稳定振动试验数据来预测稳定滞环。然而，飞机快速机动如过失速机动的过程，不可能是持续的稳定振动，而是一个非稳定的动态过程。因此，这个过程中的气动力不会达到稳定滞环，而是始终处于进入滞环的初始非稳定过程中。基于振动理论分析得出，非定常气动力的动态响应过程存在非稳定和稳定两个阶段，传统建模方法着眼于稳定阶段，而飞机的真实机动过程在非稳定阶段。设计了一种适于非线性系统辨识的激励输入，并以最小二乘支持向量机（LS-SVM）方法为例，实现了在大迎角区幅值和频率范围内任意运动的非定常气动力建模。模型训练完成后，用来预测某机翼在不同基准状态下大迎角范围内做俯仰运动时的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数。结果表明，不仅稳定滞环实现了准确预测，进入滞环的初始非稳定过程也得到了准确预测；此外，基准状态对气动力在初始非稳定过程中的特性存在明显影响。进一步的验证还表明，基于稳定滞环数据只能预测到稳定滞环，无法预测进入滞环的非稳定过程。     

基于误差反馈补偿的攻击无人机角度和时间控制

在攻击无人机群协同攻击中,为了提高机群的整体突防能力,达到最佳的攻击和作战效能,有必要同时控制无人机的攻击角度和攻击时间。首先利用最优控制理论,在对飞行运动学模型进行线性化的前提下,通过加速度微分来实现对角度和时间的同时控制。但是,当终端入射角较大时,由于线性化假设不再成立,使得控制精度比较差。针对这一问题,利用具有高反馈效率的非线性误差反馈,把由于线性化引起的误差通过补偿反馈到系统回路中去,从而大幅度提高了控制精度。数值仿真结果验证了方法的有效性。     

CT-1标模大迎角静态气动特性数值模拟

 采用雷诺平均的Navier-Stokes方程,对接网格技术和TRIP（TRI sonic Platform）软件,数值模拟了CT-1标模大迎角静态气动特性。来流马赫数0.5,迎角0°～100°,侧滑角0°和5°,在与1.2 m跨声速风洞试验结果对比的基础上,重点讨论了对流项离散方法、湍流模型、远场距离和不同尾部处理形式对CT-1标模大迎角静态气动特性影响。研究结果表明,不同尾部处理形式对大迎角静态气动特性数值模拟结果影响显著,模拟试验的尾部支杆是对比大迎角静态测力试验结果与计算结果的基本要求。     

弹性与后掠角对三角翼绕流结构的影响

为了研究低雷诺数下微小型飞行器布局的流动机理,在水槽中对展长/根弦长之比为0.5的一系列变弹性和后掠角机翼的绕流结构进行了氢气泡流动显示实验.结果表明,在低雷诺数条件下,流动结构变化规律如下:随着后掠角增大,弹性翼绕流遵循"Ω涡一对前缘涡一对前缘涡与双涡一对前缘涡、双涡与三涡一对前缘涡与双涡一对前缘涡"的变化规律,刚性翼绕流的涡结构变化规律与弹性翼相似,但不存在三涡结构.     

用户星高度对中继卫星星间链路的性能影响

数据中继卫星(简称中继星)系统可为各种用户星提供优质服务,但用户星轨道高度严重影响了中继星与用户星之间的星间链路(IOL)性能。文章通过数学模型来计算IOL自由空间损耗的极值和中继星星间天线的视场角,并用STK进行了仿真验证。基于此模型,对近地圆轨道航天器和导航卫星两种用户进行了实例分析。发现对近地圆轨道用户星,自由空间损耗的最大值与最小值之差和天线视场角均不大,设计时不需要特别考虑;而对导航卫星用户,两项参数值分别高达15dB和大于35°,需采用相应措施来避免过设计和解决视场角大的问题。