高压捕获翼构型的跨流域气动特性

高压捕获翼(HCW)构型是一种满足高速飞行器高容积、高升力、高升阻比的设计需求的新型气动布局.最近研究表明,HCW构型能够提高飞行器在连续流区的升力和升阻比,缓解飞行器设计中高容积率与高升阻比间的矛盾.为探究该气动布局在过渡流域(70～100 km)的气动特性,以一种楔—平板组合的高压捕获翼原理性构型作为模型,采用直接模拟Monte Carlo(DSMC)方法,详细分析了该模型在典型高超声速条件(马赫数20)下的流场结构和壁面气动力/热分布.结果表明,随着飞行高度增加,稀薄效应增强,机体压缩产生的激波厚度增加,激波边缘逐渐模糊,机体与捕获翼之间的开放通道内出现压力干扰.同时,高压捕获翼表面的摩擦系数迅速上升,气动摩擦成为制约捕获翼构型升阻比的重要因素.针对这一问题,分析了捕获翼材料表面的适应系数对飞行器的气动力/热的影响,结果表明,降低适应系数可以显著减小壁面摩擦和热流量,可通过选用适应系数较小的表面材料进一步提高该类飞行器气动性能.     

一种基于神经网络的航改燃气轮机转速控制器

为了提升某型航改燃气轮机的转速控制性能，提出一种双输入反正切神经网络控制器，然后基于该航改燃气轮机的PI控制器以及该反正切神经网络控制器，提出一种新型的集成控制器。采用仿真计算的方法，通过跟踪测试、抗干扰测试和鲁棒性测试，对比此三种控制器以及四种常规控制器的性能差异。结果表明，在三次跟踪测试中，集成控制器具有最优的综合跟踪性能；给燃料量加入5%的干扰后，集成控制器的抗干扰能力等于反正切神经网络控制器，但高于另外五种控制器；当工作环境温度增加以及压气机性能退化引起不确定性时，七种控制器均能正常实施控制，且仍以集成控制器的效果最优，其鲁棒性最强。新型集成控制器具有最佳的综合转速控制性能，能够保证该型航改燃气轮机安全和高效的运行。     

远距离逆行轨道上的近距离自然及受控编队

远距离逆行轨道（DROs）是地月空间中一族稳定的周期轨道，适用于地月空间站等长期任务。为维持任务的长期存在，交会对接及编队飞行等任务是必要的。因此有必要分析远距离逆行轨道上的近距离相对运动解，并进行编队设计。首先，基于Floquet理论得到了远距离逆行轨道上的近距离线性化相对运动的基础解集，并对其解进行了分类与分析。其次，以基础解集中的自然周期解为基础设计了伴飞编队，并对其特性进行了全面分析。之后，针对圆形受控绕飞编队做了详细的分析，可用于指导后续受控编队的设计。最后，设计了两点之间的安全转移编队，可用于任意两点之间的转移，并保证转移过程中主星与副星之间具有足够的安全距离。     

130nm体硅反相器链的单粒子瞬态脉宽特性研究

针对130 nm体硅反相器链，利用脉冲激光和重离子实验研究了目标电路单粒子瞬态（SET）的脉宽特性，并分析了电路被辐射诱发的SET脉宽特性受激光能量、重离子线性能量传递（LET）值、PMOS管栅长尺寸等因素的影响机制。重离子和脉冲激光实验结果类似，均表现为随激光能量、LET值的增加，电路被辐射诱发的SET脉宽逐步增大，且表现出明显的双（多）峰分布趋势，但辐射诱发的SET脉冲个数呈先增加再减少规律。此外，实验结果表明，在不同激光能量、LET值下，PMOS管栅长尺寸影响反相器链SET脉冲的特征不同。当激光能量、LET值较低时，PMOS管栅长尺寸大的电路产生的SET脉宽较大，而当激光能量、LET值较大时，PMOS管栅长尺寸小的电路反而产生更宽的SET脉冲。分析表明，较高激光能量、LET辐照时，寄生双极放大效应被触发可能是导致PMOS管栅长尺寸影响电路SET特征差异的主要原因。      

2011年8月4日螺旋状日冕物质抛射爆发事件

利用多卫星多波段的综合观测数据，通过追踪光球表面等离子体速度分析计算了耀斑爆发前后磁螺度的变化，发现耀斑爆发前活动区中光球表面存在强的水平剪切运动，活动区磁螺度的注入主要由这种剪切运动所产生；使用CESE-MHD-NLFFF重建了耀斑爆发前后活动区的磁场位形，推测出耀斑过程中存在磁绳结构的抛射.基于这些分析，给出了这一螺旋状抛射结构的形成机制:爆发前暗条西侧足点的持续剪切运动驱动磁通量绳增加扭转，高度扭缠的通量绳与东侧足点附近的开放磁力线重联并与东侧足点断开，进而向外抛出并伴随解螺旋运动.另外，利用1AU处WIND卫星的观测数据在对应的行星际日冕物质抛射中找到典型磁云的观测特征.这表明除了传统上双足点均在太阳表面的磁云模型，这种单足点固定于太阳表面的磁通量绳爆发图景同样可能在行星系际空间形成磁云结构.研究结果对进一步认识磁云结构具有重要意义.      

2 AU以内的“渐进型”太阳高能粒子事件模拟

太阳高能粒子（Solar Energetic Particle，SEP）事件是影响地球空间以及深空辐射环境的主要因素之一。“渐进型”太阳高能粒子事件中的高能粒子主要来自于日冕物质抛射（Coronal Mass Ejection，CME）所驱动的激波扩散加速（Diffusive Shock Acceleration，DSA）过程。CME驱动的激波在行星际的传播过程中，其结构不断演化，进而影响到高能粒子的加速过程。本文利用二维太阳高能粒子加速和传播模型，对发生于2014年4月18日的太阳高能粒子事件实例进行了数值模拟。模型考察了黄道面上2 AU的距离以内包含地球所在位置的4个不同点，分别计算了每个点上高能粒子的通量。数值模拟的结果表明：黄道面内不同位置的观察点，与激波波前的磁力线连接不同，从而导致观察点处高能粒子的通量有着显著的差异。该模型的计算结果可以为深空探测计划开展辐射环境研究提供必要的输入。     

空间流体回路单点恒温控制方案

空间流体回路的载荷支路来流温度在一定范围内随机变化，需采取有效热控措施消除来流温度变化对回路单点位置处恒温工作载荷的热影响.传统电加热方式需要额外能耗并且会产生废热，本文提出一个PID控制下的冷热回路交混控温方案，在充分利用工质吸收的废热、提高机柜内能源利用率的同时，实现对恒温设备冷板入口温度的精确控制，以满足冷板上载荷的恒温工作需求；设计流体回路组成与控制方案，并通过仿真分析对方案进行了验证.结果表明，该流体回路系统可以满足对来流温度的高精度控制要求，且相比于PID控制算法，模糊PID的控制效果更好，具有响应快、超调量小、控制精度高等特点，应优先选择模糊PID作为控制算法.      

eLoran系统ASF网格应用算法研究

ASF网格是提高增强型罗兰（Enhanced Long Range Navigation，eLoran）系统精度的重要方法。根据所在网格四个顶点的附加二次时延（Added Secondary Factor，ASF）值通过网格应用算法得到待测试点的ASF值，一定程度上比公式计算的ASF值更准确。在计算过程中，用户四个顶点ASF值的测量误差会传递给用户，同时内插算法本身也会引入误差，此时内插算法的选择尤为重要。本文通过仿真、分析比较几种常用的内插算法，得出结论：反距离插值算法引入的误差最大，双线应插值算法引入的误差最小，而且误差呈现一定层次感，网格从内到外误差逐渐减小。     

高压捕获翼构型跨声速流动特性初步研究

高压捕获翼是一种可以在高超声速条件下同时获得高升阻比、高容积率和高升力系数的新型布局概念。为初步分析该类新型布局的宽速域气动特性,以一种圆锥-圆台体组合高压捕获翼原理性构型为计算模型,以典型跨声速条件(马赫数0.92、0°攻角)为计算工况,进行了计算和分析。流场分析结果表明,在跨声速流动条件下,机体与高压捕获翼之间存在比较强烈的气动干扰,且干扰的强烈程度与高压捕获翼-机体间的垂向距离大小直接相关。与不带捕获翼的参考构型相比,增加捕获翼会导致机体尾部分离区范围增大,并在机体与捕获翼之间的开放通道内形成类似于变截面收缩管的流动,致使沿流向方向出现了明显的激波串,进而导致捕获翼下表面壁面压力出现较为明显的波动。同时,由于机体和捕获翼间的垂直距离沿展向方向逐渐增加,导致该波动在对称面附近最为剧烈,然后随展向位置逐渐增加,压力波动逐渐减弱。     

运载火箭推进剂复杂流动传热问题数值模拟中的模型简化方法

在运载火箭改进优化或新型运载火箭设计过程中,会遇到各种复杂的流动与传热问题。按照真实产品和物理过程直接建立的数值计算模型过于复杂,不同尺度的结构、流动与传热、长时间的飞行过程相互耦合,出现计算时间太长(数年)、收敛困难、程序调试困难等问题。针对初始条件复杂、飞行过程复杂、边界条件复杂3类具体问题,总结了3种相应的模型简化方法,分别是工程经验法、极限参数法、低维近似法,为推进剂复杂流动与传热的数值模拟提供参考。