Statistical properties of variability of the quiet ionosphere F2-layer maximum parameters over Irkutsk under low solar activity

The statistical analysis of the quiet ionosphere F2-layer maximum parameters variability (deviations of NmF2 and hmF2 from the quiet medians, δn and Δh) under solar minimum at day (10–16 LT) and night (22–04 LT) hours based on data of Irkutsk station for 2007–2010 is presented. It is found that the experimental distribution (histogram) of δn can be approximated by a mixture of two normal distributions. The first and second components of the mixture characterize, mainly, relatively weak and strong fluctuations of δn which are presumably associated with the ionospheric effects of the atmospheric gravity waves and of the planetary waves and tides correspondingly. Deviation of the δn histogram from a single normal distribution is most considerable at night hours in winter and equinoxes. For these conditions the weak fluctuations of δn are mainly negative and the strong ones are mainly positive. The Δh histogram is a normal distribution except day hours in winter and equinoxes when a weak deviation of the histogram from the normal distribution occurs.     

基于最小铜耗和最大转矩的双三相永磁电机单相缺相折衷容错控制

多相电机缺相后仍具有额外的自由度与灵活性,可以在实现无扰运行的同时提高系统性能。传统容错控制策略或是最小化电机定子铜耗或是最大化转矩输出能力,无法同时兼顾电机驱动系统的运行效率与带载能力。为此,本文通过分析容错运行时不同控制方式下的容错性能,提出基于最小铜耗和最大转矩的折衷容错控制策略。为减少缺相前后控制框架的改变,基于正常解耦矢量控制实现对缺相电机的容错控制。通过在谐波平面注入特定的基波平面电流分量,实现了电机缺相后的无扰运行。为实现所提容错控制策略,额外引入权重系数权衡电机驱动系统产生的定子铜耗与转矩输出能力。通过分析权重系数对容错性能的影响,得出结论：相比最小铜耗控制方式,所提容错控制策略带载能力更强;相比最大转矩制方式,所提容错控制策略运行效率更高,即所提容错控制策略在提高带载能力的同时实现效率最优。最后,双三相永磁同步电机的实验验证了所提容错控制策略的准确性及有效性。     

叶轮机转子内流动的三维跨声速Navier-Stokes方程组数值计算及试验验证

应用有限体积法及Baldwin-Lomax代数湍流模型求解叶轮机转子内流动的三维可压缩非定常薄层Navier-Stokes方程组,计算一个绕X轴等转速旋转的转子内流场问题,用当地时间步长方法来加速收敛.采用隐式算法对对流通量进行求解,而耗散通量采用显式算法.采用高阶TVD下的Roe格式计算对流通量,采用中心差分格式计算耗散通量.关于守恒变量Q的非线性方程组,采用牛顿迭代方法求解,线化后的方程用对称的Gauss-Seidle方法求其渐近解.应用该算法模拟了转子Rotor67流场,与试验做了大量的对比研究,包括性能、等马赫线以及总压和总温等.在最高效率点附近计算与试验比较接近,但在靠近失速点时计算与试验有较大的差别.     

星际小推力转移轨道快速设计方法

 针对星际探测任务中燃料最省小推力转移轨道问题,提出一种基于标称轨道的快速设计方法。首先以具有相同端点时刻的无摄动标称轨道为参考,对传统的非线性轨道优化模型进行合理变换,将复杂的优化问题简化为可解的两点边值问题;然后基于标称轨道3个独立积分推导出解析的状态转移矩阵,并以此为基础导出了两点边值问题的最优解析解。该方法无需数值迭代,有效地克服了数值优化方法收敛性差、计算效率低的缺点。最后,以探测火星的小推力转移轨道为例对该方法进行了验证,与精确的数值结果相比,该方法计算的燃料消耗误差小于1%。     

二元高马赫数进气道的起动特性数值研究

采用数值模拟方法,研究了不同内收缩比二元高马赫数进气道的起动特性。研究发现:内收缩比影响进气道的加速起动特性,内收缩比越大,加速自起动马赫数越大,加速过程中,大内收缩比性能参数只有1次阶跃,而小内收缩比构型性能参数存在2次阶跃;相同来流条件下,隔离段出口反压对具有不同加速自起动能力的进气道影响不同,来流马赫数高于加速自起动马赫数的进气道,反压引起进气道不起动后可以再起动,来流马赫数低于加速自起动马赫数的进气道,反压引起进气道不起动后无法再起动,且抗反压能力严重下降。不起动状态下的进气道对出口反压十分敏感,给定出口反压边界条件的模拟方法很难获得稳定的不起动流场。     

机动载荷对核心机叶尖间隙的影响初探

以典型航空发动机核心机为对象,研究模型简化方法,建立完整的计算模型,通过分析机动飞行过程中的主要载荷及作用方式,通过有限元数值模拟,得到机动载荷作用下叶尖径向间隙的变化规律,为研究间隙变化对发动机性能影响提供参考依据。分析发现:陀螺力矩和法向过载均使核心机产生明显的变形,陀螺力矩导致叶尖径向间隙相对变化量的平均值达-2.174,法向过载对叶尖径向间隙变化影响相对较弱,相对变化量的平均值达到-1.572。因此在研究叶尖径向间隙时,不能忽略机动载荷的作用效果。      

圆弧预测变系数显式拦截中制导

为了满足临近空间机动目标拦截中制导预测和多约束要求,设计了一种基于圆弧预测的变系数显式拦截中制导方法。首先针对临近空间目标滑翔段飞行特性,提出了基于圆弧的几何目标预测方法,将目标机动轨迹近似为圆弧,通过多个间隔时刻的目标位置确定圆弧参数,依据圆弧预测轨迹估计剩余飞行时间,并以当前速度递推预测拦截点状态,进而推导了三维角约束显式制导律。在此基础上,通过在性能指标中构建动压权重函数,以飞行动压近似可用过载变化,设计了变系数显式制导律,实现了制导增益的自适应更新,从而可以使得需用过载在飞行全程中合理分配,满足可用过载约束。最后结合圆弧预测和变系数显式制导,实现了对机动目标的预测拦截。仿真结果表明所提方法具有较好的目标预测精度,而且可以满足终端交会角以及可用过载约束。     

离心式恒加速度试验系统基本参数研究

通过对离心机加速度方向、加速度数值、速度波纹、加速度梯度等基本参数特性的分析,得出离心机设计、使用及测量等方面的有效方法.以常见的2种100 kg转臂式恒加速度离心试验机SY31-100型与SY31-100A型为例进行比较,分析试品在某一设定加速度试验时,不同的点可能承受的最大和最小加速度,得出减少试验样品上各点试验加速度误差的处理方式.     

能源平衡模型中工作模式判别方法

卫星能源平衡模型用于计算卫星预期的能源消耗,以判断卫星能源能否保证任务的顺利完成,指导电源系统设计或对规划任务进行能源约束。能源平衡计算需要先判别卫星工作模式,工作模式判别的准确性直接影响能源消耗计算的准确性。目前对于多任务且姿态需要相应机动的卫星缺少有效的模式判别方法,为此,提出了通过建立索引表及查询数据库的方式进行工作模式判别的方法。建立不同时间序列工作状态与卫星工作模式索引表,将轨道时间序列及规划任务时间序列注入数据库,查询数据库中不同时间序列工作状态,对照索引表可得卫星工作模式。为提高运行效率,利用加速算法能减少查询次数,缩短查询时间。通过仿真实验对加速参数选取进行了讨论。该方法适合于工作模式复杂且可用时间序列对工作模式进行约束的卫星。     

助推-滑翔导弹射程管理技术研究

针对助推-滑翔导弹全程弹道设计问题,提出了基于能量管理的射程管理技术,采用助推段能量管理机动和滑翔段阻力加速度能量管理方法,研究并提出了具体的射程管理方案,分析了不同射程管理方案对射程的影响及其射程区间,验证了通过能量管理实现射程管理的可行性,确定了助推-滑翔导弹射程的可覆盖范围,并给出了一组特定射程下的飞行参数。研究结果表明,通过能量管理技术可实现大范围的射程调节,最小射程可到最大射程的49.3%,采用该射程管理技术可实现助推-滑翔导弹弹道快速、灵活设计,为其发射参数的装订提供了一种新的途径。