系缆龙须角对筒型基础拖航影响试验

系缆龙须角是影响气浮筒型基础拖航的主要因素之一。通过模型试验对顺浪拖航时结构在横向、纵向以及垂向振荡的加速度、筒内气压力和水压力以及拖缆力进行测量。试验结果表明：拖航加速度随着系缆龙须角从0°增大到90°呈先减小后增大的趋势;龙须角为0°时,拖航的加速度、筒内气压力和水压力以及拖缆力变化均明显大于有角度拖航;拖缆力呈脉冲变化,且在45°时取得较小值。因此对于该结构的拖航,为了保证在拖航中既具有较小的拖缆力,又具有较小的横向和垂向振荡,建议选取系缆龙须角为45°。     

超声速无尾飞行器最小阻力增量控制分配方法

针对超声速无尾飞行器操纵面冗余度高、舵效非线性强、超声速巡航阻力大的问题,提出了一种最小阻力增量控制分配方法。在增量非线性控制分配框架下对超声速无尾飞行器的控制分配问题进行重构,然后在操纵面幅值与速率约束下,构建增量形式“分配精度-阻力”混合优化目标,并使用有效集二次规划求解,形成了一套完整的最小阻力控制分配方法。在超声速巡航条件下进行仿真,结果表明该方法可有效分配虚拟控制指令,减小飞行阻力。     

拖缆强度校核的随机模拟方法

建立了拖缆的动态拉力模型,应用蒙特卡罗随机模拟方法对已知方案中的拖缆强度进行了校核.结果表明,分析其失效概率能够对拖缆选型给出直观的评价,有利于提高拖航的安全性.     

计算机“二一十”进制数据转换算法

“二一十”转换是计算机中经常用到的,将二进制浮点数0.B_1B_2…B_n*2~B转换成十进制数0.D_1D_2…D_n*10~D的关键是首先求出D。本文通过全面研制二进制浮点数的性质,推导出了一个关于精确求D的重要结论,并由此构造出一个实际应用时总误差最小的高效求D公式。     

反舰导弹红外辐射特性研究

从舰载红外警戒系统的实际需要出发,针对海空背景下低空来袭反舰导弹目标,深入研究导弹的红外辐射特征,并建立其红外辐射简化模型.通过导弹尾喷管、尾喷焰及蒙皮的气动加热3个导弹主要辐射源,计算某型反舰导弹在长波段(红外警戒系统主要工作波段)的红外辐射强度,并针对计算结果进行了相关分析.     

尾空泡对水下航行体流体阻尼力影响数值计算分析

针对航行体尾空泡对流体阻尼力影响的问题,结合动坐标系技术和空泡多相流数值模拟方法,通过求解雷诺平均的纳维-斯托克斯方程组,进行阻尼力计算研究。试验数据对比结果表明,该方法具有较好的精度。数值计算研究表明,尾空泡会削弱航行体尾部压力的不对称性,使航行体尾部流体阻尼力减小。当尾空泡增加到一定尺寸时,流体阻尼力减小的幅度逐渐趋缓,同时尾空泡也改变了流体阻尼力随攻角的变化趋势。研究充分表明了航行体流体力设计中考虑尾空泡影响的必要性。     

尾空泡对水下航行体流体阻尼力影响数值研究

针对航行体尾空泡对流体阻尼力影响问题,结合动坐标系技术和空泡多相流数值模拟方法,通过求解雷诺平均的NS方程组,进行了阻尼力计算研究。通过与试验数据对比,表明该方法具有较好的精度。数值计算研究表明,尾空泡会削弱航行体尾部压力的不对称性,使航行体尾部流体阻尼力减小。当尾空泡增加到一定尺寸时,流体阻尼力减小幅度逐渐趋缓,同时尾空泡也改变了流体阻尼力随攻角的变化趋势。研究充分表明了航行体流体力设计中考虑尾空泡影响的必要性。     

基于LMI的不确定性无尾飞行器鲁棒变增益控制器设计

无尾式飞行器是飞行器发展的方向,研究无尾式控制具有重要意义.研究了线性变参数系统的增益调度控制器的设计方法,采用多胞形进行增益调度,提出了一种简单实用的变参数顶点凸分解方法,该方法在保证系统稳定的情况下,确保系统达到最优性能指标.同时还充分考虑了系统的不确定性因素,利用线性矩阵不等式(LMI)对系统进行鲁棒控制器设计,大大减少了计算量以及对系统的约束,设计出了基于LMI的增益调度控制器,通过非线性仿真结果可以看出,该控制器在调节变量变化很大的情况下,使得系统在0.5s内收敛,而且超调量很小,论证了该方法在无尾式飞控系统中应用的可行性.