简介：针对传统模型难以描述捷联惯组误差系数的复杂性、突变性和非线性特征这一问题,研究了其多重分形特征,并提出了一种自适应分形插值算法。利用盒维数和MF-DFA方法分析得出捷联惯组误差系数具有明显的多重分形特征。改进了适用于非等间隔数据的垂直比例因子求取算法,根据测试数据间隔大小赋予每个仿射变换不同的概率和使用次数,按照无放回抽样原则进行随机分形插值,在不增加迭代次数的条件下解决了分形插值点分布不均匀的问题。利用加权平均法得到指定时间的标定值。结果表明,所提算法插值准确性比常规分形插值至少提高了3倍。

简介：惯性平台台体的动态特性直接决定着惯性仪表的工作精度和可靠性,模态分析是研究机械系统动态特性的主要方法之一.在概述了实验模态分析理论的基础上,建立了某型号平台台体结构的实验模型,对其进行了实验模态分析.通过对实验结果与有限元计算结果比较,验证了有限元结果较为准确;同时针对结构存在的问题,通过灵敏度分析对结构的动力修改提出了改进意见.

简介：为研究转捩与湍流对激波边界层干扰及底部流动结构的影响,文章选取了二维与三维高超声速双斜面进气道模型与大钝头着陆器模型,并使用γ-Reθ转捩模型开展数值模拟研究.研究表明,对于二维进气道模型,随着前缘钝度的增加,激波边界层干扰位置前移,分离区变大,与层流流动情况相比,有转捩流动发生时,激波边界层干扰位置后移,同时分离流动强度变弱,分离区缩小;对于三维进气道模型,其拐角附近的分离流动呈现明显的三维特征,转捩流动也存在三维流动结构,与静风洞状态相比,噪音风洞状态下,有转捩流动发生,对壁面热流影响较大,对激波系影响很小.对于着陆器模型,底部流动发生转捩,使得底部流动由不稳定非定常的流动结构变为稳定定常的流动结构,这有益于姿态控制设计.

简介：为了解决乘波体偏离设计条件下气动特性会恶化，特别在低速时，升力严重不足这个问题，提出了通过增大后掠角生成前缘涡，增加背风面的升力，以改善乘波体低速气动性能.首先使用VisualBasic编程语言，并通过CATIA软件二次开发技术，实现了锥导乘波体的参数化设计和自动生成.再通过控制圆锥角和流场长度这两个设计参数，获得了大后掠乘波体构型.最后，运用剪切应力输运（shear-stress-transport，SST)模型，计算了所得乘波体的气动特性，并分析了流场变化，发现乘波体在设计状态下激波能很好附着在前缘上，在小的正攻角下，乘波体可获得比设计状态更高的升阻比，满足巡航要求.运用I.模型计算了乘波体的低速气动特性，得到了不同攻角下升力、阻力和升阻比的变化规律.研究结果发现，乘波体在低速下产生了明显的涡结构，在合适攻角下，能产生数量可观的附加升力，提高了乘波体的水平起降性能.

简介：惯性/卫星超紧组合技术核心将卫星导航接收机基带信号处理过程中的环路非线性信息与惯性导航信息进行深层次互耦合。在研究超紧组合多信息源异型耦合架构特征及互耦合机理的基础上,对比分析了超紧组合非相干及相干互耦合方法,总结了不同超紧组合观测矢量提取方法及环路模型,然后设计了超紧组合互耦合信息处理流程及信号NCO（数控振荡器）控制方法。最后,利用仿真平台对非相干及相干方式进行了卫星信号受干扰及载体动态变化环境下的试验对比分析,结果表明超紧组合相干方法相较于非相干方式具有更优的观测矢量提取性能及抗干扰性能。

简介：后掠机翼边界层的流动稳定性及转捩对翼型的设计及优化有着重要的参考价值,而横流失稳是引起后掠机翼边界层转捩的关键因素之一.以NLF(2)0415翼型为研究对象,采用三维可压缩NavierStokes方程并结合γReθt转捩模式计算了展向无限长后掠机翼的基本流场.由于原始γReθt模式只能预测流向边界层转捩,因此在原始转捩模式中添加横流间歇因子项,进而对复杂构型进行横流不稳定性转捩预测.计算结果显示,利用改进后γReθt转捩模式预测得到的后掠翼型的转捩位置与实验数据吻合较好,证明了修正的转换模式的合理性和实用性.

简介：为了更加精确地模拟流动／运动耦合问题，建立了耦合动态混合网格生成、非定常流场计算和六自由度运动方程求解的一体化计算方法，并在统一框架内同时实现了松耦合与紧耦合方法．通过圆柱涡致自激振荡（vortexinducedvibration，VIV）的模拟，对不同时间精度的松耦合和紧耦合算法的优劣及适用范围进行了评估和分析；通过引入附加质量的概念，对耦合算法的稳定性进行了理论分析．研究表明：在流体的密度与物体的密度接近时，松耦合方法是不稳定的，必须采用紧耦合方法．最后利用耦合算法对二维鱼体的自主游动和钝锥三自由度自由飞过程进行了数值模拟，证实了理论分析的结论．

简介：针对一种低空大展弦比无人机,文章进行全机和翼梢磁梯度测量探头数值模拟.全机计算给出翼梢磁梯度测量探头对全机气动特性和操稳特性的影响;翼梢磁梯度测量探头计算实现了气动外形优化设计,在保持全机操稳特性的前提下,最大程度地减小全机气动阻力增量.结果表明,磁梯度测量探头对全机气动阻力增量在9%之内,俯仰力矩变化在5%之内,对全机操稳特性的影响不大,气动外形优化设计基本满足该低空大展弦比无人机的安全飞行技术要求.

简介：临近空间高超声速飞行器具有速度快、突防能力强、杀伤力大等特点,是当今世界各军事强国新型武器的重点发展方向.其中,气动力和气动热是高超声速飞行器的两项重要指标,也是高超声速技术研究的重点内容.文章综述了国内外临近空间高超声速飞行器气动力及气动热研究现状,分析了研究的发展趋势,并分别从工程计算、数值仿真以及实验研究3个方面介绍了高超声速飞行器气动力及气动热的研究技术和方法.

简介：应用流体力学是钱学森提出的工程科学思想在流体力学领域中的体现,倡导从流动特征出发,建立相应的理论模型,然后运用数学方法求解得出理论结果,从而深入分析流动物理.文章以两个方向的研究实例来阐述应用流体力学的具体实践.

简介：针对硅微振梁式加速度计输出频率随环境温度漂移的问题，提出了抗温漂的硅微结构设计方法及相关工艺，降低了环境温度对输出的影响，在室温条件即可达到一定精度。通过建立“硅-玻璃”和“玻璃-陶瓷”耦合模型，分析了造成硅微振梁式加速度计温度漂移的原因。然后提出了“抗温漂耦合设计”的微结构和“半粘结封装”的封装工艺，降低了耦合模型中的理论温漂。利用加工出的原理样机进行实验，结果显示，采用抗温漂结构设计及封装工艺的原理样机，输出频率的温漂系数为-3.5×10-6/℃，室温下零偏稳定性为72.0μg。实验验证了抗温漂理论的可行性，可以满足室温下高精度硅微振梁式加速度计的设计要求。

简介：介绍了由可编程逻辑器件集成的数字预滤器(prefilter)的设计原理,该预滤器用于滤除某些输入信道的尖峰或毛刺干扰,提供了其IP软核(SoftCore)的状态机模型、原文件和仿真结果.设计软件中状态变量安排合理,换用其它器件或采用其它开发软件平台也不会造成上电紊乱,占用编程资源很少,模块具有简洁稳定性和可移植性.

简介：－国内国际常用的多级旋转变压器主要有１６对极，３０对极和３６对极几种。多级旋转变压器在导航设备中起着重要作用。本文叙述了其输出的高精度角度信号如何被计算机转换成数字信号，以便为主机显控提供数据，还从原理和软硬件实现方法上给出了一种实现方案。