一种“速度+姿态”传递对准方法的半实物仿真

本文运用分段线性定常系统（PWCS）可观测性矩阵及其奇异值分解法（SVD）,对时变系统的可观测性与可观测度进行了定性及定量分析。通过系统仿真和实测离线数据证实了“速度+姿态”传递对准匹配方法的有效性。试验结果表明,在10s内水平对准精度达到0.5mrad以内,航向对准精度达到1.0mrad以内。     

S形加减速的嵌套式前瞻快速算法

前瞻处理功能是现代数控系统的标志性功能之一,前瞻算法设计直接关系到数控机床的加工效率和运动平稳性。针对目前广泛研究的S形加减速前瞻算法复杂、难以满足实时性要求的问题,从工程实现的角度设计了嵌套式自适应前瞻算法。依据S形加减速曲线的对称性建立了速度规划模型,通过对加速度等效曲线逼近提高了模型求解效率,给出了S形速度规划曲线构造和校验两主要运算阶段的解析解。以连续短直线加工为例,给出了完整的嵌套式快速前瞻算法和实例加工验证。实验结果表明,所提出的算法能获得全局最优运动效率,计算量不足传统方法的30%,结果精确,耗时稳定,能满足现代数控系统甚至是高速高精度数控系统对前瞻处理的实时性要求。给出的解析结果对S形加减速模型的求解有通用意义,可适用于连续短直线、二次曲线以及非均匀有理B样条曲线(NURBS)等参数曲线的S形加减速前瞻速度规划。     

宽高比对矩形喷管射流湍流强度影响试验

采用热线风速仪对不同宽高比圆转矩形收敛喷管射流宽、窄对称面上的湍流强度进行了试验研究,得到其沿径向和轴向的分布特征,揭示了流体微团正向脉动变化规律.湍流强度沿径向逐渐减小,宽高比小于8时,随宽高比增加而提高,宽高比大于8后,略有减小.宽、窄对称面上的湍流强度分布规律相同;在射流中心线上,湍流强度沿轴向呈现增大趋势,宽高比小于8时,随着宽高比增大而提高,大于8后,湍流强度有所降低,分布规律不变.      

行波机理对低散射目标支架雷达散射截面的影响研究

针对雷达低散射支架,文中首先采用天线机理分析行波对雷达散射截面(RCS)的贡献,并且使用等效相速度的概念求出双弧线外形目标支架在远区的辐射场,最后分析得出低散射支架行波辐射特性,并讨论行波对目标支架RCS的影响。     

同心筒发射过程燃气射流冲击效应研究

为研究导弹发射过程中燃气射流对同心筒和弹体的热冲击和动力冲击效应,基于欧拉-拉格朗日方法,使用域动分层动网格方法,对同心筒发射过程含Al2O3颗粒的气-固两相流场进行了数值计算,得到了发射过程中流场的温度和压强分布情况,计算结果与试验数据的相对误差在允许范围内,表明文中所用计算模型是可靠的.发射过程中燃气射流对后盖的冲...     

“速度积分”匹配传递对准方法研究

传递对准时,飞机机翼的弹性变形会对挂在机翼上导弹的子惯导系统的对准精度产生很大的影响。本文研究了"速度积分"匹配传递对准方法,通过与速度匹配和"速度+姿态"匹配方法的仿真结果进行比较得出以下结论:"速度积分"匹配方法比速度匹配和"速度+姿态"匹配方法更适用于机翼存在较大弹性变形时的传递对准。另外,此种方法对由时间延迟所引起的时间标记偏差也有比较好的估计效果。     

Ni-P-SiC-MoS2化学复合镀镀层硬度研究

论文通过L93正交试验表研究了搅拌速度、微粒添加量、施镀温度、表面活性剂的加入量四个因素对Ni-P-SiC-MoS2化学复合镀镀层硬度的影响.实验结果表明,微粒的添加量和搅拌速度对镀层硬度较大,而表面活性剂的加入量及温度对镀速的影响不大.     

一种基于改进高斯滤波器的水平集停止项函数

水平集算法为了克服噪声对其演化过程的影响,通常在速度停止项中使用高斯滤波器。但高 斯滤波器在滤除噪声的同时也模糊了图像的边缘,而水平集是一种以边缘力为演化动力的算 法,因此以模糊图像的边缘力为演化动力通常使传统水平集算法产生错误的分割结果。为此 ,对水平集函数的速度停止项进行了改进。首先,改进后的速度停止项函数使用一种新的高 斯滤波器,该滤波器通过在x和y方向上选用不同的高斯尺度,从而使滤波器在去噪 时较好地保留图像边缘等重要信息。接着,对新高斯滤波器长轴和短轴的尺度估计方法进行 了研究。最后,再将本文的速度停止项带入到水平集演化方程中,对图像进行演化运算。实 验结果表明,采用此方法能够使水平集方法获取更好的分割结果。     

西安咸阳机场单跑道运行进离场航线分离工作取得实质性进展

4月28日,西北空管局会同有关各方,就西安咸阳机场进离场航线分离工作终于达成共识,形成了《西安咸阳机场单跑道运行进离场航线分离方案》。此方案加速了咸阳机场航线分离工作的推进速度,也意味着历经多年努力,咸阳机场单跑道运行进离场航线分离工作取得了实质性进展。     

适应飞机需求的进气预冷技术路线分析

为了综合评价高超飞机用高Ma的涡轮发动机及其组合动力的预冷技术方案,从工程应用角度以飞机动力需求为牵引,开展了射流预冷、超临界氦强预冷和燃油强预冷技术方案的对比分析。针对3种预冷技术方案的原理、技术优势、存在的问题,以及适应飞机需求的标志性技术指标开展分析和评估,从跨速域时性能、技术难度及风险、付出的成本代价和周期,以及发展前景等方面开展了综合分析。结果表明：从满足产品需求的角度出发,与超临界氦强预冷和燃油强预冷技术方案相比,射流预冷技术装置结构简单、可靠性高、总压损失小、可与进气道高度集成、供水量适度,以及涡轮发动机本身提供的功率足以驱动射流预冷系统无需额外能源,是目前涡轮发动机扩包线的较优方案。