压气机叶栅中的激波附面层相互作用

压气机叶栅中激波附面层相互作用是十分复杂的问题,由于相互作用引起分离是决定跨音速压气机性能的重要因素之一。然而迄今为止,尚未深入进行过压气机叶栅激波附面层相互作用的研究,发表的文献极少。作者经过计算和分析,说明压气机叶栅流中主要的相互作用形式是叶栅槽道中激波和湍流附面层的相互作用。作者通过分析指出,研究压气机叶栅激波附面层相互作用,不能直接应用Pearcey分离准则。作者并提出了适用于压气机叶栅的分离准则的函数关系为f(M_1,p_1/p_(L.E.),P_(r.E.)/p_2,Re_0)=O。     

镍基高温合金蠕变裂纹扩展的微观力学分析

光滑和预制裂纹的高温合金试件的应力持久寿命的实验结果说明,预先存在的小裂纹,严重地降低高温合金构件的应力持久强度和寿命。 扫描电镜和金相照片分析说明,裂纹沿晶界孔洞扩展。根据孔洞增长和与主裂纹顶端会合的微观力学分析,用蠕变J积分参量和裂纹张开位移速率推导出蠕变裂纹扩展公式。GH_(33A)高温合金的实验数据论证了上面的断裂力学分析。     

激光全息干涉术用于航空梁架结构模型的振动分析

本文叙述激光全息干涉术在航空梁架结构振动分析中的应用。采用激光全息照相得到了两种简化模型的五阶振型图。同时应用振动理论计算了两种模型的固有频率值以及各阶振型的节线分布,两者进行比较,结果十分接近,这表明了实验结果和理论计算结果是可靠的。对一个航空梁架结构的两种简化模型（三梁和五梁）的振动分析表明,其五阶振型存在着较大的差别,这表明了模型简化中存在着刚度的差别。简单的三梁简化模型在多梁机翼的模拟上具有误差,而五梁简化模型得到可靠论证。     

基于卡尔曼滤波的星敏感器在轨校准方法

根据星敏感器光学镜头以径向畸变为主的特点,采用一阶径向畸变模型,利用摄像机标定中的径向排列约束(RAC),对其外部姿态和内参数进行在轨校准。以采集到的星点的图像坐标和对应导航星在天球坐标系下的赤经、赤纬信息作为滤波器的输入,外部姿态和内参数作为输出,构造相应的状态方程和观测方程,进行两次卡尔曼滤波迭代,结果作为校准参数的最优估计。仿真实验表明:本方法能消除内部参数与外部参数的耦合,校准过程不依赖外部姿态,且状态方程和观测方程均为线性方程,满足卡尔曼滤波迭代的最优条件,能够精确估计出星敏感器内外参数,在星点成像位置噪声标准差为0.05像素时,校准后x、y方向上的平均误差分别为0.044像素和0.049像素。     

输出跟踪问题中内部动态有界解的存在性

由于系统的内部动态不稳定,非最小相位系统的输出跟踪问题是一个具有挑战性的非常困难的问题,非最小相位系统在跟踪期望的输出轨这时,内部动态的不稳定变量可能发散。研究表明,不稳定内部动态有界解的存在性是非最小相位系统能够稳定跟踪期望输出轨迹的关键。对于系统内部动态具有双曲型形式的情形,Ｄｅｖａｓｉａ,Ｐａｄｅｎ和Ｃｈｅｎ利用对于不稳内部动态变量反时间方向积分的方法,证明了系统的内部地部存在有界解。文中讨     

试飞科目的最优排序问题研究

以试飞科目间总的过渡耗油、耗时最省为性能指标,在建立过渡耗油、耗时计算数学模型的基础上,应用“旅行推销员”问题的ＥＡＳＴＭＡＮ解法及最近相邻点启发性解法两种方法对试飞科目的最优排序问题进行了研究。分析了两种方法的适用范围及限制条件,ＥＡＳＴＭＡＮ解法适用于起点和终点为同一科目的问题,最近相邻点启发性解法则是一种适用于开环问题的工程解法。仿真结果表明,通过合理安排试飞科目次序,可节省试飞耗油,耗时,     

逆系统方法在航天器姿态控制系统中的应用

微分几何方法是非线性控制的传统方法 ,但该方法比较抽象 ,且使用过程中计算繁琐。作为多变量非线性控制的新理论 ,逆系统方法通过研究和引入逆系统理论中的一些概念和结果 ,如α阶积分逆、伪线性系统等 ,来形成非线性系统的反馈线性化。它具有物理概念清晰、适用面宽、应用简便的优点。本文首先介绍了逆系统方法的基本思想 ,然后将其用于航天器非线性姿态控制系统的设计中。仿真结果表明 ,航天器的姿态角以较高的精度快速跟踪目标值 ,最终偏差满足要求 ,系统性能良好。     

改进电磁阀动态特性的一种方法

从建立螺管型电磁阀的数学模型入手 ,给出了不同保护回路的阀门开、关时间表达式 ,从而寻找出提高阀门动态特性的途径 ,并给出了试验验证     

低轨低倾角卫星总体适应性方案研究

针对低轨低倾角卫星的复杂光照特性开展了深入分析,并论述了其对卫星总体设计的具体影响.基于轨道面光照角大动态周期变化规律,系统地提出了四种典型的卫星总体适应性方案并比对分析了各方案特点,最后结合载荷、任务等约束条件给出了方案选择建议.可作为低轨低倾角卫星的总体设计参考.     

某型联翼布局无人机的气动计算与分析

与常规布局飞机相比,联翼布局飞机具有结构重量轻、抗弯扭强度大、诱导阻力低、升力系数大和稳定性好等优点。介绍一种高效的数值模拟方法,完成对某型联翼布局无人机气动特性的初步计算与分析。基于商业软件ANSYS,整个研究过程着重于从网格建模、全机流场模拟、气动模拟数据分析三个方面,探索该型无人机纵向、横向和航向的气动特性以及主操纵面的操纵效率,实现对该型无人机稳定性和操纵性能的表征与评估。结果表明:无人机升降舵偏角的变化不影响无人机的握杆静稳定度,并且在0°~25°的升降舵偏角(下偏)范围内,升降舵偏角与升降舵的升力系数基本呈线性变化;在-4°~12°的迎角范围内,随着迎角的不断增大,该型无人机的横向静稳定性水平越大;两个垂直翼和垂尾是产生航向静稳定性的主要部件。