一种评估航空电子系统作战效能的方法

航空电子系统在作战中起着至关重要的作用,航空电子系统的作战效能评估是一个复杂问题。分析了航空电子作战效能的影响因素,建立了相应的指标体系,研究了基于粗糙集理论和层次分析法（AHP）的指标权重确定方法。应用综合评价等级和对作战效能评价结果的对应关系确定航空电子系统作战效能。模型的建立考虑了先验知识的运用,实现定性与定量相结合,简便直观,对某型飞机航空电子系统作战效能评估效果良好。从而为航空电子系统作战效能评估提供了一种新的评价方法。     

光电技术校准示波器上升时间

光电脉冲法是解决高速取样示波器上升时间校准问题的最新技术。介绍了用光电技术校准取样示波器上升时间的工作原理及超短脉冲激光产生、快速电脉冲产生、快速电脉冲校准等关键技术。     

关于角度量列为基本量的探讨

在SI国际单位制中,平面角是导出量,平面角的单位“弧度”是辅助单位。但是,平面角既不能由长度基本单位导出,又不能溯源至长度基本单位,因此不能确立导出关系。平面角应用广泛,作用重要,具有独特的性能,符合基本量的要求,因此提出：平面角,简称“角度”,是基本量;平面角的单位“度、（角）分、（角）秒”,是基本单位,以供探讨。     

极化SAR直线运动目标建模与雷达回波仿真

主要研究了极化SAR对直线运动目标的成像仿真,并对成像结果进行时频分析。根据极化SAR工作原理,推导并建立交替发射同时接收体制下的运动目标回波模型,利用R—D成像算法分别对匀速运动目标、匀加速运动目标进行了仿真。最后利用Wigner-Ville分布对仿真结果进行分析,验证了该仿真模型的正确性。     

非对称端壁造型对离心压气机性能的影响

非对称端壁造型应用在轴流压气机和涡轮中具有较好的提高效率的作用。为了探究非对称端壁造型对离心压气机性能的影响,借鉴非对称端壁造型在轴流压气机中的设计经验,借助Autoblade和CFX商用软件,设计了四种非对称端壁造型结构,并对带叶片式扩压器的离心压气机展开数值计算研究。研究发现,与原型压气机相比,采用压力面附近为凸曲率形状、吸力面附近为凹曲率形状的非对称端壁造型结构PEW1_10%(profiled end wall 1_10%)可以在保证全工况效率不降低的情况下,使离心压气机的性能曲线向小流量和大流量均有拓展,稳定工作范围扩大11.8%。通过分析流场发现,在近喘振工况,非对称端壁造型PEW1_10%使扩压器通道内流量重新分配,吸力面附近径向速度增大,低能流体减少,改善了扩压器通道的流动状况,进而推迟喘振的发生。     

飞机登机门缝典型腔体噪声数值模拟

为了研究某飞机飞行中因登机门修型而产生的强烈啸叫问题,结合机身表面流动特征和登机门缝腔体的实际构型,建立符合实际流动特征的二维不规则腔体模型,采用脱体涡模拟结合Ffowcs Williams-Hawkings积分方程的混合方法对两种类型的登机门带肩壁腔体进行流动和噪声特性的数值模拟,分析了登机门缝纯音噪声的产生机理.结...     

伸缩机翼变体飞机气动特性研究

伸缩机翼变体飞机通过机翼伸缩调整机翼展长,从而改变机翼面积和展弦比,改变飞机的气动布局和机翼的气动特性,满足多任务点的设计要求。简要介绍伸缩机翼变体飞机的发展历史,重点研究一种采用伸缩机翼设计的超音速飞机的气动特性变化。研究结果表明：亚音速时机翼展长伸长,展弦比增大,飞机诱导阻力降低,升阻比提高,可以明显提高飞机的航程;超音速时机翼展长缩短,展弦比减小,飞机的波阻降低,升阻比增大,提高了超音速飞行性能。伸缩机翼概念用于超音速飞机设计时能很好地兼顾亚音速巡航和超音速冲刺。     

深空导航无线电干涉测量技术的发展历程和展望

结合世界各航天大国和组织所开展的深空探测活动和深空测控系统建设中,对无线电干涉测量技术的开发、应用以及深空导航技术试验验证情况,系统地梳理和总结了深空导航无线电干涉测量技术的发展历程,并通过该技术未来在国际上几个主要深空探测任务中的应用规划,分析了无线电干涉测量领域未来的发展方向.该领域技术的最新发展对我国深空测控网无线电干涉测量系统的后续建设也具有重要的借鉴意义.     

In-phase thermal-mechanical fatigue investigation on hollow single crystal turbine blades

Thermal-mechanical fatigue（TMF）is the primary cause of failure of nickel-based single crystal turbine blades.TMF experiments have been performed on the critical section which is subjected to the most serious damage and determined by numerical calculation combined with service failure experience.An experimental system including the loading,heating,air cooling,water cooling,and control subsystems,is constructed to satisfy the TMF experimental requirements.This experimental system can simulate the stress feld,temperature feld,air cooling process,and TMF spectrum on the critical section under service conditions in a laboratory environment.A metal loading device and a new induction coil are developed to achieve the required stress and temperature distributions on the critical section,respectively.TMF experimental results have indicated that cracks initiated at the trailing edge of the suction surface on the critical section.Based on these experiments,life prediction and failure analysis of hollow single crystal turbine blades can be investigated.     

航天器快速绕飞姿控脉宽调制研究

针对航天器快速绕飞姿态控制和脉宽调制,提出了脉宽调制指令算法,结合航天器转动惯量、期望状态、控制力矩等进行了姿态控制可行性分析。基于误差四元数的姿态滑模控制,结合不同的控制力矩和脉宽调制档次,采用姿态角误差分析了脉宽调制、控制力矩、姿控精度的关系。通过数值仿真,验证了脉宽调制控制指令的有效性和姿态控制应用的可行性。