测量表面粗糙度参数的反散射计算研究

用光的角散射分布技术测量工件表面的粗糙度参数是近几年来发展起来的新的测量技术。它具有分辨力高、非接触、区域平均和快速测量等优点,可获得多个表面粗糙度参数。采用该技术测量的实验装置角分辨力为0.1°,测量范围为0.6328μm<λ_s(空间平均波长)<40μm,0.0001<△_a(轮廓的算术平均斜率)<0.0088,2nm相似文献   

大功率微波部件多载波无源互调分析与实验验证

无源互调是通信系统不可避免的问题，随着卫星载荷技术向更高功率、宽频段、高灵敏度接收方向发展，无源互调对通信系统造成的影响更加严重。常用的双载波分析评价无源互调已经不能适用于现代复杂载荷通信系统，提出确定多载波无源互调分布类型分析与计算方法，采用非线性模型计算多载波无源互调功率电平。通过对TNC双阴连接器的分析计算可得到接收频带内产生3个互调频率点，对比非线性模型计算的互调功率电平与多载波实验测量的互调功率电平，3个互调频率点最大误差小于5dB。分析方法有助于大功率微波部件多载波无源互调分析，可为多载波无源互调测量提供参考和依据。     

尾迹对涡轮动叶全表面气膜冷却效率的影响

采用压敏漆（PSP）测量技术研究了尾迹对涡轮动叶气膜冷却效率的影响，测试叶片带有11排圆柱形气膜孔。获得了不同质量流量比和尾迹斯特劳哈尔数（Sr=0，0.12，0.36）条件下全表面气膜冷却效率分布的试验数据，结果表明：随着尾迹Sr数的增加，叶片前缘区域径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达36.5%，吸力面径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达53.5%，压力面径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达24.2%；尾迹对前缘和吸力面气膜冷却效率的影响大于压力面；随着质量流量比增加，尾迹的影响减小；在进行涡轮动叶表面气膜冷却结构设计时，不考虑尾迹效应会增加设计风险。     

主机外航数据处理问题分析及解决

世界航空业的快速发展，带来中航信系统中国内国际航班数据的持续大量增加,由于数据文件的设计及算法原因，处理外航数据时需占用的DBA空间越来越大，然而系统DBA空间不能无限扩大,当DBA空间无法满足计算需求时，将导致525或Storage full错误。本文在基于原来数据结构不变的情况下．调整了数据录入算法，当某城市对对应的航班计划数据达到某个限制之后，将不再增加新的航班计划数据,即不再支持航班计划数据无限扩张，修改后系统运行正常，航班计划和路由数据受影响很小．大大减少了航信主机处理外航数据时的525及Storage full错误。     

夹具定位误差的概率分析计算

用概率方法分析夹具的定位误差，并与常用的极值法进行比较，从而得出概率分析方法的特点。     

The electron formations under the radiation belts at L-shells 1.2–1.9

We continue to analyze the distribution of electron fluxes with energy 30–500 keV under the radiation belts at low and middle latitudes (L = 1.2–1.9) using experimental data obtained onboard ACTIVE satellite. Special attention is given to altitudinal distribution of electron fluxes and detailed analysis of these electron formations. We observe three main regions of electron flux registration that seem to exist constantly under the radiation belts. These regions are: magneto-conjugated to SAA region (in the north hemisphere), local zone of low intense electron flux accumulation to the west of SAA, and extensive region in the north hemisphere to the east. The analysis of experimental data obtained from ACTIVE satellite (orbit height 500–2500 km) shows that electron fluxes are registered in the wide altitude range up to 1100 km. It is shown that these formations have complicated initial structure with two regions of flux maximums: at L = 1.3 and L = 1.6–1.8. We compare particle data with low frequency (LF) data (ARIEL-4 satellite) and high frequency (HF) data (CORONAS-I satellite). Also we discuss the possible mechanisms of the appearance of these formations under the radiation belts.     

基于SVM的小样本可靠性数据分布模式识别研究

小样本数据分布模式识别是航空新装备可靠性分析中亟需解决的一个难题。采用现代统计学原理及支持向量机多分类算法提取了数据分布特征参数,构建了小样本数据分布模式识别模型。测试结果表明,模型对小样本数据分布模式具有较强的识别能力。     

空间碎片的空间密度算法研究

由于空间碎片的影响, 空间环境日益恶劣,有必要建立空间碎片环境工程模型对空间碎片撞击航天器进行风险评估.本文研究了空间碎片环境模型中的重要环节, 即碎片的空间密度问题,在统计理论与椭圆轨道理论基础上,分析及推导了空间碎片在空间中的分布状况及空间密度,并得出了碎片空间密度的空间坐标函数解析表达式.同时对引入假设条件的合理性进行了讨论,并利用双行元数据对结论进行了验证, 利用本文方法得出的结果与双行元数据吻合.      

Coronal mass ejections acceleration problem

A statistical study of acceleration and its error of coronal mass ejections (CMEs) observed by the Large Angle Spectrometric Coronagraph (LASCO) is performed. A total of 5594 CMEs events have been analyzed by using a least-square method and using the error in the height measures. We verify that slower CMEs (velocities in the interval from 200 to 500 km s⁻¹) tend to have a positive acceleration (about 1 m s⁻²) at heights above 5 solar radii, while less than 10% CMEs show an average negative acceleration (about −2.2 m s⁻²) as they propagate from 5 to 30 solar radii. For most individual CMEs one can not say if they are accelerated or decelerated, only for 8% of all observed CMEs events one can extract the sign of the acceleration in the 5–30 solar radii.     

一次火箭流量对RBCC性能影响的数值和实验研究

利用三维两相数值计算方法和地面直联试验系统,开展了不同来流速度下一次火箭流量变化对发动机性能的影响。数值研究结果表明,在不同来流条件下,一次流流量的增加对发动机推力和比冲的贡献不同,在低速条件时,一次火箭流量的增加对来流空气的加热以及缩短二次燃料的雾化蒸发时间和距离起着积极的作用,对性能的提高有一定作用;当来流速度较高时,过大一次流流量对流动通道产生了阻塞效应,造成对推力和比冲贡献作用的减小。试验结果验证了数值研究得到的规律,特别在高马赫数条件下,一次火箭流量的增加对推力和比冲的贡献是减小的,且飞行速度越高,这种贡献越小。无论低速还是高速来流条件,存在着一个优化的一次流流量,这对提高发动机性能有很大好处。