导弹无线电引信电磁脉冲效应仿真

以LFM导弹无线电引信为研究对象,以Ansoft软件为仿真平台,建立无线电引信天线模型和电路模型,通过计算机仿真对高功率微波(HPM)干扰导弹无线电引信的效应进行了研究。仿真结果表明,在高功率电磁脉冲作用下,混频器和滤波器上分布的电压很高,而进入执行级的电压很低,达不到启动电压的幅度。     

介质温度和工作压强对发动机燃烧室中压强振荡的影响

采用大涡模拟方法研究了介质温度和工作压强对模拟燃烧室中压强振荡的影响,旨在获得相同发动机结构条件下,冷流实验和发动机热试车之间压强振荡的联系,探索采用冷流实验方法研究实际发动机流动稳定性的可能性。研究结果表明对于相同结构的发动机,冷热流之间存在很大程度的一致性,全尺寸发动机的实验数据和数值模拟结果也给予了验证,介质温度决定了压强振荡的频率,工作压强决定了振荡的振幅。     

一种串并转换器件单粒子效应试验研究

针对型号用新型器件抗辐射能力评估的需要,研制了串并转换器件单粒子效应检测系统,并对卫星型号中准备使用的一款26位串并转换器件进行了单粒子效应评估试验,得到了器件抗单粒子锁定的阈值,并发现该器件在单粒子辐照下会出现连续位输出错误。结合器件版图、结构分析了单粒子效应造成连续位错误的原因,为器件厂家后续设计改进和卫星型号进行系统级抗辐射加固设计提供了依据。     

地面效应中悬停旋翼的自由尾迹计算

发展了一种具有良好收敛性的自由尾迹模型,用于对地面效应(IGE)状态下的旋翼悬停尾迹进行数值模拟。其中使用直涡元对桨尖涡丝进行离散,使用面元法模拟地面对流场的影响。针对以往类似研究中旋翼高度较低时自由尾迹迭代不易收敛的问题,引入了地下尾迹等比例修正并提出了环式地面面元分布等多项修改办法来改善计算模型的收敛性,同时这些改进也起到了削减计算量的作用。为了对新构建模型进行验证,以多个高度下的旋翼有地效状态为算例,对其尾迹几何结构进行了计算并与实验值进行了对比,结果显示二者符合得较好,证实了该模型具有较高的准确性。     

论高职的师资结构及其对人才培养的影响

高职院校经历由规模发展向内涵建设转变,高职的师资结构在学历层次、专业结构、实践经验等方面要求相应提高,高职师资的变化直接影响了高职的人才培养工作。     

一种解决经验模态分解端点效应的边界延拓法

用于电子设备或系统辐射发射趋势预测的数据大多呈现非线性、样本量小的特点,这大大增加了预测建模的难度,而经验模态分解(EMD)可以将非线性、非平稳的数据分解成若干个呈现一定周期性的本征模态函数(IMF),并且EMD具有完备性和正交性,可通过分别对分解得到的IMF分量建模,从而完成对原始数据的建模。但EMD被端点效应问题所困扰,为了提高EMD的分解精度,针对分解过程中的端点效应问题,以及辐射发射趋势预测的时间序列数据样本量小的特点,利用建立灰色均值GM(1,1)预测模型所需数据量小的优点,提出了一种基于灰色均值GM(1,1)预测模型的边界延拓方法,在原始数据两端各拓展一个极大值和一个极小值,对原始数据进行边界延拓,从而抑制EMD的端点效应。仿真对比结果表明:该方法在分解层数和平均相对误差方面均优于未经延拓处理的EMD,且对数据样本量要求不高。     

一种多场耦合数据传递新方法

针对当前数据传递应用中径向基函数存在的问题,提出一种基于几何尺度进行归一化的高超声速飞行器多场耦合数据传递新方法,并采用高超声速翼面和翼身组合体外形算例测试了该方法对径向基函数数据传递精度、效率以及通量守恒性带来的影响。研究结果表明该方法能够很好地提升TPS、MQ和紧支C 2三种常用基函数的插值精度和通量守恒性,尤以紧支C 2基函数提升效果最明显,使其能够用极少的点即达到TPS和MQ全域基函数的效果,实现了数据传递时效率、精度及通量守恒性的兼顾,在多场耦合数值模拟中具备较好的应用前景。     

航天器单粒子防护薄弱点的识别

针对当前航天器研制中日益突出的单粒子防护量化设计问题,分析了单粒子软错误对航天器影响的特征,建立了评估器件或设备单粒子软错误对航天器影响的危害时间模型,给出了航天器单粒子防护薄弱点的识别方法和步骤,为改进航天器单粒子防护设计提供了客观依据。     

一种挠性航天器的对偶四元数姿轨耦合控制方法

为解决复杂的挠性航天器的姿轨控制问题,对于挠性航天器的姿轨耦合动力学建模与控制展开研究。基于对偶四元数原理,推导给出一套挠性航天器的姿轨一体化动力学模型。此种模型能够紧凑描述航天器的轨道和姿态,且能够自动引入航天器平动、转动与挠性附件振动三者之间的关联耦合作用。基于此模型设计了一种自适应位置姿态跟踪控制器,该控制器能够在航天器质量特性参数未知的情况下,对其位置和姿态进行轨迹跟踪控制,并使位置和姿态误差收敛。该自适应控制器还可对航天器上挠性附件对系统的耦合作用进行估计,进而在控制输出中对其进行补偿,提高卫星控制系统的稳定性。通过仿真对控制律进行校验,结果表明该控制律对挠性航天器控制效果良好,具有一定的工程应用参考价值。     

吸气式超声速导弹爬升段多约束轨迹优化

针对吸气式超声速导弹飞行过程多约束及强耦合的特性,研究了超声速导弹爬升段的轨迹优化设计问题。考虑吸气式推进系统与气动力、飞行轨迹的耦合,对超声速导弹冲压发动机的性能进行分析,揭示了吸气式发动机推力、静压裕度以及余气系数随飞行状态的变化规律;在考虑过载、动压、终端弹道参数及发动机参数等约束的条件下,建立多约束条件下的轨迹优化模型,提出一种适用于此类飞行器飞行轨迹与推力规律的优化设计方法,并对最小油耗的爬升弹道进行优化设计分析。仿真结果表明,该方法能有效解决吸气式超声速导弹多约束轨迹优化问题,可为吸气式超声速导弹的弹道规划与制导律设计提供参考。