一种不完备粗糙集的航电设备故障诊断方法

针对已获得的航电装备测试数据中存径不完备数据的问题,在分析不完备决策表和差别矩阵属性约简的基础上,给出了一种在航电装备故障诊断中基于不完备数据获取最优诊断规则的模型,并在某型超短波抗干扰机载通信电台中应用验证,结果表明其有效性,从而为提高部队航空装备的可靠性和维修性提供了一条途径。     

具有不对称间隙的二元机翼自激振动的混沌分析

利用数值方法分析了无预荷载情况下具有不对称间隙的气动弹性非线性与结构非线性耦合的二元机翼颤振问题的动力学响应.通过研究速度比U*/U*L从零逐渐增大到1时系统的全局演化规律,发现在无预荷载的不对称分段线性系统中存在混沌运动形式,并对其进行具体分析,得到产生混沌的原因,为进一步控制和减小颤振提供理论帮助,对飞机的飞行结构设计及飞机结构的日常维护具有指导意义.     

C/C喉衬热化学烧蚀的高维不确定量化分析

为了定量化地评估SRM喷管喉衬烧蚀这一复杂物理化学过程中,不同因素相互制约或激励对喉衬烧蚀整体情况产生的耦合影响,并探寻影响喉衬烧蚀率的关键因素,应用自主研发的高维不确定量化算法,有效解决“维度灾难”问题,研究了燃烧室压强、燃气比热比等７个因素对烧蚀的耦合影响规律,并通过全局敏感度分析技术探究了不同关键因素对烧蚀率变化的贡献程度。研究发现:就烧蚀模型物理机制本身而言,影响烧蚀率的关键因素为燃气比热比、喉部马赫数和燃气温度;考虑实验实际中相关物理量的不确定性输入后,燃烧室压强由于自身较大的不确定度输入成为影响烧蚀率的首要因素。     

变几何进气道不起动流场非定常特性数值研究

为研究变几何进气道在不起动状态下的非定常流动现象,利用二维非定常数值计算方法对唇罩可前移的进气道流场进行模拟,探究唇罩位置变化对高超声速进气道不起动流场非定常特性的影响。对比了唇罩位于高马赫数位置及低马赫数位置时的进气道流动振荡情况,并对其流动振荡特性进行研究。结果表明,在唇罩位于高马赫数位置时,流动振荡幅度随来流马赫数升高明显增大,流量振荡幅值由Ma=4.0工况的0.8 kg/s增大至Ma=4.6工况的2.7 kg/s。而在唇罩位于低马赫数位置时,流动振荡幅度随来流马赫数升高反而逐渐减小。进气道中的小分离区与激波串会导致壁面压力的急剧上升,引发压力的非线性变化。在Ma=4.6工况下,壁面无量纲压强峰值在短时间内从20急剧上升至50以上,而在流场变化较为缓和的Ma=3.3工况,压力峰值仅在12.4～15.74小范围波动。在Ma=4.6工况,进气道流动振荡规律与各壁面监测点基本一致,而Ma=3.3工况下的流动振荡规律则与唇口及喉道处监测点之间出现较大差异。这是因为唇罩前移后进气道内的气流流速增大至声速以上,阻碍了上下壁面间的扰动传播及振荡耦合,因此减弱了进气道内的流动振荡现象。     

直接统计模拟位置元方法中的分子表面反射确定论判据

在直接模拟Monte-Carlo(DSMC)方法的位置元方法中准确判断分子是否与某一表面元相撞,直接关系着气动力热的计算精度,是方法需要解决的关键问题.本文发展的分子表面反射判据,使这个问题得到了有效的解决.此外,还讨论了分子空间位置坐标的记录方法、分子碰撞对的极限距离、网格自适应等实际模拟技术.与圆球自由分子流准确解和过渡领域贴体网格DSMC模拟结果的比较,证明了上述判据和技术的有效性.     

一种基于多普勒频率的恒模信号直接定位方法

相比于传统的差分多普勒(DD)两步定位方法,以Amar和Weiss提出的基于多普勒频率的单步直接定位方法在低信噪比和小样本条件下具有更高的定位精度。在该类新型定位体制的基础上,提出了一种基于多普勒频率的恒模信号直接定位方法。首先,依据最大似然(ML)准则以及恒模信号的恒包络特征,建立相应的直接定位优化模型。然后,根据目标函数的代数特征将全部未知参量分成两组,并提出一种有效的多参量交替迭代算法,用以获得该优化问题的最优数值解。新算法包含了针对这两组未知参量的Newton型迭代公式,用以避免网格搜索,并能实现多维参数的"解耦合"估计。最后,推导出针对恒模信号的目标位置直接估计方差的克拉美罗界(CRB)。数值实验验证了新方法的优越性。     

马尔科夫尼可夫规则机理的讨论

不对称烯烃与不对称试剂进行亲电加成反应时,遵守马尔科夫尼可夫规则,本文从生成碳正离子和环状高价正离子的两种反应途径对其反应机理加以讨论,并指出决定两种途径的主要因素.     

地线干扰与地线设计

在机场弱电系统的设计和施工中，经常遇到由于地线干扰引起系统工作不稳定，同时地线设计是电磁兼容设计中大家都很注意，却又不知道应该怎样去做的一个问题。了解了地线造成干扰问题的机理之后，在设计和实施地线时就有了个一明确的思路。本文从介绍地线造成干扰的原理入手，使读者了解设计地线的关键和原则。     

事件触发机制下具有视场约束的三维协同制导

针对多枚反舰导弹同时攻击舰艇目标的实际需求,考虑导引头视场角约束,研究了事件触发控制方式下的时间协同制导问题。基于三维耦合模型提出了一种由三维比例导引律（PNG）和事件触发偏置项组成的三维时间协同制导律,并给出了事件触发条件。该偏置项利用非线性函数来确保总前置角的有界性,以满足导引头的视场角约束,并且通过分布式事件触发一致性协议,使弹群的攻击时间能够收敛到一致,并有效降低协同控制系统更新频率,减少通信资源消耗。基于Lyapunov理论证明了所提出分布式协同制导律的稳定性,且不存在Zeno现象。最后,通过数学仿真验证了所提出的三维协同制导方法的有效性和鲁棒性。     

钝体火焰稳定器后燃烧不稳定数值模拟

为了缓解航空发动机加力燃烧室中频繁出现的燃烧不稳定现象,利用商业软件Fluent对带钝体火焰稳定器的模型加力燃烧室进行基于大涡模拟（LES）的3维热态数值仿真。通过分别改变加力燃烧室的来流温度、来流马赫数、燃油当量比3种影响燃烧的关键因素来分析其对火焰稳定器后燃烧不稳定现象的影响。结果表明：来流温度从600 K提升到1200 K时,钝体稳定器后火焰形式由直线状的剪切层火焰向波浪状的漩涡火焰转变,燃烧不稳定机制由K-H不稳定向BVK不稳定转变;来流马赫数从0.1提高到0.3时,燃烧不稳定的脉动频率随之提高,压力脉动的幅值随之增大,但放热脉动的幅值先增大后减小;燃油当量比从0.5增大到0.7时,燃烧不稳定的频率变化较小,压力脉动与放热脉动的幅值存在先增后减的趋势。