相控阵雷达捷联波束稳定方法

针对相控阵雷达系统中平台扰动引起的波束指向变化问题,提出一种捷联波束稳定方法。该方法作为独立模块实现,由角速度传感器和信号处理机组成,无需精确的初始姿态。角速度传感器感知平台扰动造成的天线转动角速度,信号处理机完成补偿角的迭代求解和波束的控制。通过算法仿真和利用单轴转台模拟平台扰动验证可得,采用捷联波束稳定方法后,雷达测量角误差明显减小,隔离度指标有了极大改善。因此,该方法能够有效地减小平台扰动对波束指向的影响,易于工程实现,适用于小型化的无人机等平台。     

端柱面组合气膜密封系统稳态特性数值模拟与分析

针对端柱面组合气膜密封系统建立稳态特性的分析模型,给出基于有限元数值方法求解气膜压力分布的数值模拟方法和流程,实现端面、柱面区域的耦合求解,进而给出了端柱面组合气膜密封系统稳态特性数值模拟计算的方法.通过与Fluent软件仿真结果的比较验证数值模拟方法的正确性.重点研究膜厚与旋转轴转速对端柱面组合气膜密封系统稳态特性(端面气膜反力、柱面气膜反力、泄漏量、摩擦转矩)的影响,计算分析表明:随着膜厚的增加,泄漏量增加、摩擦转矩减小;随着端面膜厚的增加,端面气膜反力缓慢减小、柱面气膜反力出现极值;随着柱面膜厚的增加,端面气膜反力和柱面气膜反力都在减小;柱面膜厚对稳态特性的影响大于端面膜厚.端柱面结构中密封气膜压力的耦合对密封特性影响显著,稳态特性数值模拟方法的实现为动态特性分析提供了基础.      

工质对毛细管内延展弯月面蒸发传热的影响

为分析工质对系统传热传质的影响,对薄膜传输模型进行了无量纲化求解,获得了弯月面薄膜区蒸发总传热量的近似解.结果表明:同样工况下不同工质的毛细蒸发特性有很大差别,其中理想蒸发量和汽化潜热是主要影响因素.理想蒸发量反映了工质的相变传质能力,而汽化潜热则影响其相变传热能力.通过研究可知:相比甲醇、戊烷等常用工质,氨具有较好的蒸发传输特性,因此采用氨工质的两相传输系统在性能上优于同温度范围其他工质.      

基于地面移动通信基站的差分气压测高方法

为了解决现有的卫星定位系统高程定位精度较低的问题,提出利用已发展完备的地面移动通信基站作为气压差分测量基准点的差分气压测高的方法.该方法以用户接收机附近的分布密集的地面移动通信基站为气压校正基准点,并利用移动通信基站的传输链路把相关的测量数据传送给用户,用户接收机便可以用移动通信基站观测点的高程值、气压值以及温度值,结合接收机测点处的气压值和温度值,利用高程与气压值之间的对应关系,得到用户接收机处的绝对高程值.实际试验结果表明:使用本方法后,室内高程定位精度约为1 m,室外的高程定位精度优于1 m.测高分辨率约为0.2 m,可以使GNSS(Global Navigation Satellite System)的三维位置定位精度提高约60%.本方法不仅可以弥补GNSS高程精度差的缺陷,作为高程约束参与测量方程解算还会提高水平测量精度,而且还克服了传统的气压测高精度依赖于气象站,而大多数用户接收机离气象站的距离较远,造成气压测高精度偏低的局限性.所以本方法能辅助增强卫星导航系统,提高三维定位精度,用于室内定位可以解决室内楼层的分辨问题.     

航天器的起旋和消旋运动

本文利用轴对称刚体在自身力矩作用下,绕定点运动的一阶正规型运动微分方程代替欧拉方程,讨论航天器的起旋和消旋运动。给出两个卡尔丹角为小量时运动方程的解析积分,由此直接导出航天器相对质心的动量矩矢量及自旋轴在起旋和消旋运动中的变化规律。并以伽里略航天器作为具体对象进行了数值计算。     

热处理工艺对2A12铝合金阳极氧化膜性能影响

文章研究了2A12热处理工艺对于阳极氧化膜性能的影响,考察不同消应力退火温度及固溶温度条件下阳极氧化膜与基体结合强度及膜层裂纹扩展.通过光学显微镜及扫描电子显微镜(SEM)对氧化膜组织和形貌进行分析.结果表明,2A12铝合金消应力退火可减少阳极氧化膜裂纹密度及宽度,未进行消应力退火的氧化膜多为穿透性裂纹;阳极氧化膜裂纹...     

航天器典型薄壁件精密加工技术研究

针对航天器典型薄壁件的加工变形问题,结合金属切削理论,从增刚度工艺设计、小应力装卡、小切削力加工等方面,对薄壁零件的精密加工技术进行了深入研究。精密加工实践证明,可以利用工艺手段增加制造过程中的零件刚度,减小加工变形,实现薄壁零件的精密加工。     

非球面镜检测误差的逆向求解法

应用误差理论以及其在数据处理中的方法,根据具体的非球面加工中系统误差与随机误差的存在情况,分析影响精度的实际因素,采用误差消除的逆向求解思想,建立正确的数学模型,进行科学计算得出消除测量误差后的测量数据,正确地把握误差大小的方向,可指导非球面加工的有序进行,以得到理想的非球面面形。     

导弹运动方程的逆解析解

针对在采用反馈线性化理论设计导弹飞行控制系统时控制器算法对导弹逆模型的要求 ,推导了导弹运动方程的逆解析解 ,包括导弹质心运动的运动学方程及其动力学方程的逆解析解、姿态运动的运动学方程及其动力学方程的逆解析解 ,详细给出了逆模型的求解过程 ,为一类飞行控制系统运用全局线性化设计奠定了基础。最后 ,结合工程应用进行了仿真计算 ,仿真结果表明逆解析解的推导是正确的     

用隐式近似因子分解法计算喷管跨音速流场

本文用隐式近似因子分解法结合贴体曲线坐标计算了定常、无粘、跨音速喷管流场,选择了参数变化比较剧烈的小喉部曲率半径喷管,陡壁收敛段喷管和潜入喷管三种算例.计算结果表明,该方法收敛快,并且具有良好的精度.Courant数可以取至7.这种隐式法与显式法相比较,花费的机时少得多.本文的方法可望推广到求解N-S方程、PNS方程,和二相有粘喷管流动计算.