超声速自由旋涡气动窗口的设计与实验研究

自由旋涡气动窗口利用非对称喷管产生的超声速自由旋涡射流来密封高能激光器低压的激光腔,通过射流的动量改变来平衡环境与激光腔之间的压力差。提出了一种超声速自由旋涡气动窗口的设计原理和方法,讨论了其设计过程,对该种结构的自由旋涡气动窗口进行了设计和实验测试。测试表明,超声速自由旋涡气动窗口能够按设计参数运行,满足激光腔密封的要求,而且具有良好的光学质量。     

面向中末交接班的临近空间拦截弹弹道优化

针对反高超声速目标拦截弹中末制导交接班窗口小、变化快引起的交接班难题,设计了带终端位置和速度指向约束的拦截弹中制导弹道.首先,考虑交接班时间、动压、热流、过载、控制量以及终端弹道倾角等约束,建立了拦截弹纵向平面中制导弹道优化模型;其次,构建了中制导段的弹目拦截几何,提出了能量受限的侧窗探测拦截弹中末制导交接班窗口概念,...     

直流滑动弧等离子体点火器特性的实验研究

为了探究直流滑动弧放电应用于航空发动机燃烧室内点火的性能特点,设计了直流滑动弧等离子体点火器,在模型燃烧室内进行了煤油/空气混合气的点火实验,利用高速相机记录了滑动弧等离子体点火器的电弧产生和滑动过程以及燃烧室内煤油/空气混合气的点火和火焰发展过程,研究了不同空气工作介质流量、驱动电源输出电流、点火器电极夹角和点火器安装位置等因素对滑动弧等离子体点火器点火特性的影响。结果表明:滑动弧在运动过程中会产生不规则的跳动,并且存在着电弧分流的现象,导致电弧长度发生变化;在湍流的作用下,初始火核会演变为分裂的、大面积的湍流火焰,着火面积不断增大,最终在t=21ms时形成稳定燃烧;随着空气工作介质流量增大、驱动电源输出电流减小以及点火器的安装位置远离燃油雾化喷嘴,滑动弧等离子体点火器的电弧长度减小,点火延迟时间逐渐增长,例如余气系数α=8时,I=30A下电弧长度为47.1mm,相比I=20A增长了75.1%,点火延迟时间为21ms,相比I=20A缩短了40%;而随着点火器电极夹角的增大,电弧长度先增大后减小,点火延迟时间则先减小后增长,在电极夹角θ=45°时,电弧长度最长,点火延迟时间最短,分别为30.5mm和12ms。     

基于FC 桘AE桘ASM的可靠传输协议

光纤通道匿名用户消息协议（ FC-AE-ASM ）被设计应用于航空电子环境中各子系统的互联通信,但其并未提供数据端到端的可靠性保证,因此不能被直接应用于大规模数据传输及文件下载等应用。在FC-AE-ASM协议上层,针对ASM消息采用滑动窗口机制保证数据无重复、无丢包地按序递交,实现数据的高速可靠传输。在PC机上采用2．125 GB／s的FC仿真卡进行测试,结果表明,提出的可靠传输协议能在保证数据可靠传输的同时有效提高带宽利用率。实际测试带宽可达到34．9MB／s,相比停止等待协议提高了50％,满足实际应用需求。     

钟滑动辅助GNSS定位算法研究

针对GNSS卫星星座几何形状不好或者观测卫星数量不足,无法为导航解算和自主完好性监测提供足够观测量的问题,提出采用GNSS接收机时钟观测值进行辅助定位,提高定位精度,实现自主完好性监测。通过对接收机时钟建模,引入本地钟的钟差方程、辅助接收机观测方程,从而建立了一套完整的钟滑动辅助定位算法。通过对采集的真实数据作计算机仿真,证明了该算法的可行性和有效性。结果表明,在卫星星座几何形状较差或者某颗卫星出现故障时,利用钟差辅助算法能够有效地排除故障星,得到较好的定位结果。     

BHS窗口技术及其检测方法

目前，国内机场航站楼新建／扩建的行李处理系统(BHS)中，广泛采用了窗口技术，但对窗口技术还没有统一的检测方法，本文作者总结了西安机场行李系统的设计和测试经验，介绍窗口技术的基本原理及其采用的检测方法。     

PowerBuilder中处理Excel数据的方法比较

介绍几种在PB中导入、输出Excel的方法,对几种方法的优缺点和性能进行比较分析.     

滑动相关法伪码捕获的数字化实现

对扩频同步系统中滑动相关法伪码捕获提出了一种新的数字化实现方案，即利用计数器、门电路和移位寄存器等单元代替原来的平方器和积分器等模拟单元。该实现方法具有可编程性，易于用FPGA/CPLD芯片实现。     

一种导弹变质心控制方案

提出了一种基于滑动质量块的导弹变质心控制的方法，并推导了由于导弹质心的位置变动，而造成等效质心偏移，以及由此造成的控制力矩，此控制力矩的存在，可以使导弹的运动姿态发生改变。     

航空发动机滑动局部线性模型及控制

为了提高航空发动机的控制性能和控制系统的可靠性,提出一种基于粒子群算法的航空发动机局部小区域自适应滑动 的线性模型建立方法和双闭环自适应PI控制方法。在辨识区间内,以发动机转子转速为状态变量,采用在线实测数据和粒子群算法的参数估计方法,使模型辨识参数按照设定区间大小自适应跟踪滑动,从而保证线性模型能够精确逼近发动机的非线性动态。通过分析发动机燃油调节器的工作特性,建立了燃油调节器计量活门和电液伺服阀的传递函数,并根据所构建的模型,设计了航空发动机转子转速和燃油流量双闭环自适应PI控制系统以实现对航空发动机的精确控制。结果表明：利用局部滑动自适应辨识计算机得到的数据与发动机稳态、动态试验数据相吻合,且双闭环仿真控制性能满足航空发动机工作性能要求,表明所提出的航空发动机局部线性建模方法和自适应PI控制器参数算法对提高发动机的控制性能是有效的。