基于真实密度比的单/三排扇形孔气膜冷却性能及流阻特性

在真实密度比条件下对单排和三排的扇形气膜孔的传热和流阻特性进行了实验研究。采用压敏漆（PSP）技术对单/三排定出口宽度的扇形孔进行风洞实验,研究了在真实密度比条件下不同孔形参数的扇形气膜孔的传热和流阻特性的差异,得到了不同孔形参数的扇形孔出现冷气射流吹离热侧壁面的大致临界吹风比以及实现展向平均气膜冷却效率最高的孔型结构参数。实验结果表明:在所研究的孔形参数范围内,扇形孔在吹风比小于1.5时没有出现冷气射流吹离壁面的现象,且倾斜角为20°、扩散角为15°的扇形孔的气膜冷却性能最好;而当吹风比为2.0时则出现了不同程度的吹离热侧壁面的现象,且倾斜角为25°、扩散角为10°的扇形孔的气膜冷却效率最大。此外,倾斜角为25°、扩散角为13°和倾斜角为30°、扩散角为10°的扇形孔流量系数最高。      

反舰导弹对舰艇编队末端选择能力仿真

选择能力是反舰导弹的一项重要作战性能,它可以提高对编队中预选目标的搜捕概率,有效提升导弹突击效果。综合考虑反舰导弹自控终点散布误差及舰艇目标定位误差,通过蒙特卡洛仿真法,建立反舰导弹对舰艇编队目标的选择能力模型。通过仿真实验得出反舰导弹 6种不同选择模式的搜捕概率与搜索扇面角度、半径及入射角度之间的变化关系曲线图,得出了提高反舰导弹对人字形编队目标选择能力的参数设定。     

Gd2SiO5纳米粉体的并流化学共沉淀法合成

以Gd₂O₃和正硅酸乙酯(TEOS)为原材料,采用并流化学共沉淀法合成Gd₂SiO₅粉体材料。研究Gd₂SiO₅前驱体的热响应特征、Gd₂SiO₅粉体的物相组成和微观形貌,并对Gd₂SiO₅粉体的合成机理进行初步探讨。结果表明:前驱体的低Gd/Si摩尔比和反应体系的高pH值会导致Gd₂SiO₅粉体生成Gd_9.33(SiO₄)₆O₂杂质相,相反则会导致生成Gd2O3杂质相。当Gd/Si摩尔比为20∶11、pH值为9~10、合成温度为1000~1300℃时,合成的粉体纯度较高,Gd₂SiO₅颗粒呈不规则形貌特征,平均粒度为100~200 nm。Gd₂SiO₅合成过程中,前驱体以一种—[Si—O—Gd]—网络结构存在,在煅烧过程中逐渐转化为Gd₂SiO₅晶体以及Gd_9.33(SiO₄)₆O₂和Gd₂O₃杂相。     

基于激光多普勒原理的极低风速测量实验

介绍了利用激光多普勒效应进行风速测量的原理及定点遥测原理,分析了探测气溶胶颗粒大小的要求,并以此搭建了一套极低风速测量系统。同时分析了系统的测速精度,以及安装角度对测量结果的影响。最后分别开展了转台实验、直线导轨实验和风洞实验,实验结果表明,该极低风速测量系统的测量误差基本可以控制在001 m/s以内,当风洞工作介质为未经处理的环境空气时,系统可以获得稳定可靠的信号,测量结果与高性能仪器十分接近。     

微型燃气轮机燃烧室燃烧特性实验

针对燃气轮机低污染排放要求,在为使用气体燃料设计的低排放微型燃气轮机燃烧室单头部实验件上进行了燃烧特性实验,对比分析了燃料喷口位置、数量,值班级与主燃级燃料分配比例和不同空气流量分配方式时的燃烧效率和污染物排放特性。结果表明:改变燃料喷口的位置、数量可以改变燃料与空气的混合特性,对燃烧特性产生较大的影响;值班级与主燃级燃料流量分配比例的变化,会导致各燃烧区当量比的变化,主燃级燃烧区当量比降低至08以下有利于降低污染物排放;通过改变燃烧室空气流量分配方式,可以降低主燃级燃烧区的当量比,使NOx排放降低至272 mg/m3,燃烧效率达到986%。但用于掺混的空气流量的降低会使出口温度分布系数由021升高至024。     

基于Shupe系数的光纤陀螺光纤环评价方法

针对当前缺乏有效的光纤环温度性能评价方法确保光纤陀螺整表全温精度的问题,搭建了光纤环温度测试系统,提出了一种光纤环评价方法。该方法不但能够评价光纤环的温度性能,而且能够反映陀螺整表的全温精度。根据测试结果,分析了基于Shupe系数的线性误差和线性补偿后的非线性误差。其中,前者代表了光纤环的温度灵敏度,后者代表了光纤环的可补偿程度,两者共同构成了光纤环的评价指标。利用该测试系统测试了数十只同一尺寸的光纤环,非线性误差小于0.022(°)/h,补偿后整表的全温零偏稳定性小于等于0.01(°)/h(-40℃~+60℃,1℃/min),为后续高精度光纤陀螺的生产提供了一定的指导。     

中远距空空导弹导引头系统仿真及误差分析

针对中远距空空作战,建立了中远距空空导弹的飞行仿真模型,给出了导弹攻击目标的全过程,并给出了攻击结果,即脱靶量和目标杀伤概率的计算方法。在分析末制导阶段导弹雷达工作过程的基础上,分析了导引头误差对测量目标信息及导弹飞行过程和攻击结果的影响。最后,使用Visual Studio 2010和OpenGL进行了空空导弹的全过程飞行仿真,验证了模型的正确性和有效性。     

S弯收扩喷管流动特性数值研究

为了研究S弯收扩喷管的流动机理,数值模拟了不同喷管落压比（NPR）和S形收敛管道出口面积比（A₇₂/A₈）对S弯收扩喷管内流动的影响。结果表明：当S弯收扩喷管处于高度过膨胀状态时,随着NPR升高,非对称分离逐渐转变为对称分离,λ型激波转变为马赫盘结构,气动性能下降,推力矢量角减小;随着NPR继续上升,激波从喷管内移动到喷管出口边缘,并逐渐转变为膨胀波,气动性能上升,推力矢量角减小至0°后保持不变。在完全遮挡高温部件的低可探测准则的约束下,出口面积比A₇₂/A₈的变化主要对S弯收扩喷管收敛段的流动特性产生显著影响,体现在S弯收扩喷管内的局部加速及二次流分布。S弯收扩喷管的气动性能随着A₇₂/A₈增大而提高,但当A₇₂/A₈增大至1.8时,第一弯管道出口上壁面发生流动分离,气动性能显著下降。     

航天器自主导航状态估计方法研究综述

自主导航是航天器自主运行的核心关键技术。状态估计是实现航天器自主导航的核心手段,是指实时确定航天器在轨位置、速度和姿态等导航参数,是航天器自主导航技术的重点发展方向之一。首先,针对航天器自主导航的实际需求,阐述了研究航天器自主导航状态估计方法的必要性,具体从导航系统可观测性分析、导航滤波算法、导航系统误差补偿3个方面介绍了航天器自主导航状态估计方法的研究现状;然后,分析并总结状态估计方法在航天器自主导航系统中的实际应用;最后,结合理论研究和实际应用,给出了状态估计方法目前存在的主要问题并对其后续发展进行了展望。     

同轴度误差的矩阵计算机法

用矩阵法建立了同轴度误差最小二乘评定数学模型,给出了一组采样数据、微机数据处理程序和同轴度误差值。