固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的建模及特征研究

建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数学模型,提出了燃烧室燃气与空气配比的关系,分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温和涡轮落压比对燃烧室油气比的影响,以及固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计特点。基于涡轮压气机功率平衡条件、静压相等的掺混条件和尾喷管流量匹配条件,建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的非设计状态数学模型。     

三轴气浮台转动惯量测试方法研究

提出了一种用于实测在多轴多体卫星全物理仿真中的三轴气浮台转动惯量的新方法,着重叙述其测试原理、步骤,并进行了单通道全物理仿真试验,试验结果分析表明,该方法误差较小,又无须增添专用测试设备,因而是气浮台试验中一种简单实用的转动惯量测试方法。此方法也可稍做推广即可应用于卫星在轨运行状态监测和在轨故障检测等几个研究方面。     

双喷流对空空导弹直接力控制的影响

采用3阶WENO方法计算了空空导弹在6 km高度,马赫数Ma=2下双喷流工作的情况。针对有攻角的对侧双喷流和零攻角下成直角的双喷流进行数值分析,得到主要结论:攻角造成了上下喷流的非对称,喷流在导弹迎风面的作用力小于其在背风面的作用力;在成直角的双喷流作用下,两喷流之间的干扰会增强喷流的作用,得到的单喷流等效放大因子增大很多。     

非线性PD型比例导引鲁棒性研究

为研究存在视线角速度测量噪声时非线性比例微分(PD)型比例制导方案的鲁棒性,以近距大离轴角发射和目标大机动为拦截条件,对四种视线角速度测量噪声方差进行蒙特卡罗仿真模拟。结果表明,非线性PD型比例制导方案抗视线角速度测量噪声的鲁棒性强,对机动目标拦截制导精度高,是一种具工程应用价值的高精度末制导方案。     

无人机模拟训练系统中的实时飞行仿真

为了降低无人机的试飞成本,提高操纵手的技能,设计了一种模拟训练系统。介绍了该模拟训练系统的特点和构成,着重对系统中实时飞行仿真的各模块设计方法进行了研究。在DOS操作系统中用C语言实现飞行仿真软件,并讨论了软件实现中的模态切换等关键问题。通过飞行剖面仿真实验,证明该仿真系统可靠性高、实时性好。     

一种辅助高超音速进气道起动方法研究

用数值方法研究了楔角形内压缩进气道的起动过程,确定了研究楔角形进气道辅助起动方法是否有效的一般过程。研究了一种辅助进气道起动的方法,即将进气道突然暴露在高速气流之中。结果表明,降低进气道内初始压强,然后进行这种脉冲起动,可大大降低进气道的起动马赫数;发动机流道内初始压强对这种进气道辅助起动方法有重要影响,初始压强高于一定值时,该方法不产生作用。     

液体火箭发动机氧腔流动分析及均流板设计研究

采用Navier-Stokes方程数值模拟了某型火箭发动机推力室氧腔流动，计算分析了节流板表面的总、静压分布及其畸变指数。依据压力畸变提出了氧腔均流孔板改进方法，并通过多次分析-设计循环得到了新的均流板。最后对所设计的均流板进行了详细地计算分析和实验验证。分析和验证表明新设计的均流板使氧腔出口节流板表面压力畸变降低了30．4％，显著提高了氧腔压力均匀性，进而可以大大提高燃烧效率。     

柔性多体撞击系统的精细H∞控制研究

本文在柔性多体撞击系统动力学方程的基础上 ,将撞击看成是一种扰动 ,设计了一个稳定的控制器以使撞击扰动对控制输出的影响达到最小的目的 ,在分析过程中采用 H∞ 控制原理对该问题进行了研究。在计算中 ,将精细积分法应用于状态动力学方程和 Riccati方程的求解中 ,使计算精度得到大幅度提高。最后通过数值例题说明了本文方法的有效性     

柔性多体撞击系统的精细H∞控制系统

本文在柔性多体撞击系统动力学方程的基础上，将撞击看成是一种扰动，设计了一个稳定的控制器以使撞击扰动对控制输出的影响达到最小的目的，在分析过程中采用H∞控制原理对该问题进行了研究。在计算中，将精细积分法应用于状态动力学方程Riccati方程的求解中，使计算精度得到大幅度提高。最后通过数值例题说明了本文方法的有效性。     

2D碳/碳复合材料CVI过程的数值模拟研究

本文根据３Ｄ碳／碳复合材料的结构特征及ＣＶＩ工艺的特点建立了孔隙模型和动力学模型，并利用该模型对其ＣＶＩ过程进行了模拟与分析。模拟结果与实验结果的对比表明该数学模型是合理的。