速度信息缺失的平动点轨道交会预设性能控制

以平动点轨道的交会对接为研究背景，基于高阶积分链微分器和预设性能控制理论提出了一种仅需相对位置信息的平动点轨道近程交会控制律。首先利用高阶积分链微分器估计两航天器的相对速度状态，并设计预设性能控制器使得两航天器的相对运动状态在预设的边界内渐近收敛到期望状态。然后利用李雅普诺夫函数证明相对运动状态存在扰动时控制器的稳定性。该方法为闭环控制，且与模型无关，容易在线操作。仿真结果表明，在平动点轨道航天器存在未知扰动以及导航制导等不确定的情况下，利用所提交会控制律能够实现追踪航天器与目标航天器交会任务的高精度实时控制，具有较强鲁棒性。     

类X-38升力体运载器气动布局概念设计

开展升力体运载器的气动布局概念设计研究,利用二次曲线横截面及模线设计方法,提出一种类X-38升力体运载器气动外形,进行机体的优化和控制舵的匹配设计,研究飞行器的气动特性和操纵效率问题。研究表明,该方案可以获得较高的配平升阻比及配平攻角,有较高的容积效率和机动控制效率,可以作为未来航天运载器的潜在可行方案。     

特型钝体绕流动态特性的低速实验研究

在低速自由射流风洞上 ,利用热线及相关设备对由半球头部、颈部及旋成体构成的特型钝体周围非定常流动的基本特性、联合特性及湍流度分布进行了测试与分析 ,实验工况为迎角α=- 1 5°～ 1 5°、侧滑角 β =0°～ 1 0°。结果表明 ,在上述工况范围内 ,该钝体周围流场中速度脉动的能量分布平坦 ,属宽频带随机信号 ,流场中没有发生明显的流动分离 ,流场动态品质良好 ;凹陷区内气流的脉动以不同的速度向下游空间传播 ;在上述α、β变化范围内 ,钝体颈部凹陷区的最大湍流度高达 1 0 .9～ 2 4.8%。     

Interference-free wind tunnel testing of jet propelled missiles

Wind tunnel evaluation of the aerodynamic interaction effects between plume and the external flow past the missile body including the wake boundary (“slipstream”) over powered flight envelopes of rocket propelled vehicles can be greatly facilitated — or even made possible — by a methodology replacing the hot propellant by cold, inert gases. Model nozzle design is based on the second order matching of plume geometry and first order modeling of plume stiffness. Since modeled nozzles will have larger throat radii than the prototypes, one can use sting-supported, sting-fed model installations thus eliminating aerodynamic interference effects due to struts. The concepts of simulated altitude and simulated full-scale Reynolds Number greatly reduce wind tunnel occupancy time. Computer programs, covering all steps of evaluating prototype nozzle performance, model sting nozzle design, model test evaluation and interpretation have been developed. The modeling methodology is supported by experimental results obtained in an induction wind tunnel at the FFA, Bromma, Sweden and in the 16 T and VKF-A altitude tunnels at AEDC, Tullahoma, Tenn.     

大尺寸测量系统配置中包络性与可达性分析

构建了包络性和可达性分析的原理与公式，定量判定当前测量设备空间位置是否合理，为实现在大尺寸测量方案规划阶段对测量设备的可行空间进行快速有效的规划提供依据。阐述了大尺寸测量系统总体架构与阶段任务划分，定义了包络性与可达性的输入输出关系。论述了包络性与可达性的原理与公式，包括可测量体素和外包络体的定义、数学模型和推导公式以及判定公式。最后，在CATIA环境下开发包络性和可达性分析工具，并以机翼翼肋为例，对该翼肋上待测关键特征进行包络性和可达性仿真分析。仿真结果表明，该包络性与可达性分析的原理与公式是可行的。     

后掠翼身交接区流动结构及参数影响研究

在水槽中利用激光片光源及荧光素钠染色液显示方法 ,研究了圆柱、机翼与平板交接区及后掠圆柱、后掠机翼变迎角情况下的干扰流场结构、特性及参数影响规律。结果表明 ,除Re数之外模型迎角、后掠角等参数对干扰区马蹄涡特性有很大影响。研究发现后掠圆柱及后掠机翼在一定条件下存在一类既不同于马蹄涡也不同于卡门涡的空间稳定发展的三维旋涡系即背涡。讨论了干扰背涡产生的机制及其与马蹄涡的相互关系。     

回转体类零件四自由度姿态调整解耦问题的研究

为减小测量误差，对高准确度回转体类零件的形位误差测量必须进行姿态调整，即四自由度α－β（倾角）、ｘ－ｙ（偏心）调整，当各调整功能之间存在“耦合”影响时，使得调整费时甚至调不出预定的定位准确度。为此，提出解决调整功能之间耦合问题的方法和模型，较系统地解决了这一问题。     

PARALLEL COMPUTATION OF SUPER-SONIC BLUNT BODY VISCOUS FLOWFIELDS IN PVM

ＰＡＲＡＬＬＥＬＣＯＭＰＵＴＡＴＩＯＮＯＦＳＵＰＥＲ┐ＳＯＮＩＣＢＬＵＮＴＢＯＤＹＶＩＳＣＯＵＳＦＬＯＷＦＩＥＬＤＳＩＮＰＶＭＹａｎｇＸｉａｏｈｕｉ，ＷａｎｇＺｈｅｎｇｈｕａ，ＷａｎｇＣｈｅｎｇｙａｏ（Ｄｅｐｔ．１，ＮａｔｉｏｎａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔ...     

高超声速化学非平衡粘性激波层方程的数值解

本文讨论了高超声速粘性激波层方程数值计算时差分格式引起的物理失真问题。具体分析了全隐格式格式粘性的影响,并作了数值试验。为了验证隐式结果的可靠性。在超声速激波风洞中测量了钝锥的表面压力分布,并与计算结果作了比较,两者基本一致。 本文采用隐式有限差分法数值计算了高超声速化学非平衡粘性激波层绕细长球锥的流动。计算时采用连续方程和法向动量方程耦合求解的方法以解决细长体远后身区计算中的问题。应用网格技术和加强系数矩阵主对角元素优势的方法提高了化学非平衡流计算的雷诺数范围。文中给出了高超声速化学非平衡流的计算结果,并与其它文献的结果作了比较。     

用二维N—S方程计算汽车流场的地面效应

采用有限体积方法求解了Navier-Stokes方程,计算了绕二维类汽车物体的绕流并研究了地面效应。在非正交网格系统上以强守恒形式构造出有限体积方程,采用压力校正算法来求解所得到的方程。对于湍流情况,采用了双方程模型的κ_ε模型。 为了验证采用本程序计算移动壁面效应的正确性,本文给出了Couette流动的计算结果。 本文也给出了汽车绕流的计算结果,它包括层流情况,从汽车头部开始由层流转为湍流的混合流动情况及湍流情况。对于每一种情况都比较了移动壁面的计算结果和固定壁面的计算结果。