坐标系转换矩阵及其微分方程

在坐标单位矢量导数为非零条件下，通过建立飞行器的转换矩阵及其微分方程，将飞行器的动力学、运动学方程表达得更清晰、简洁。所得结论易于理解动静两种坐标系在时域内的联系，其数学表达式方便用MAT—LAB语言实现，有利于飞行器的建模与仿真。     

南京禄口国际机场诊疗所及医疗急救技术报告

南京禄口国际机场医疗急救中心（以下简称急救中心）隶属南京禄口国际机场有限公司，主要工作职责是执行国家医疗卫生法律法规以及《国际卫生条例》等，为机场航班旅客、航空公司机组人员、机场工作人员提供医疗保健、医学咨询、健康教育、医疗急救服务，承担机场发生的各类紧急事件的应急救护工作，参与机场范围内卫生防疫和传染病防治工作。     

WANDFULH液压比例阀在多功能液压试验台设计中的应用

比较详细的介绍了世界著名的液压元件公司—WANDFULH（瑞士）的液压比例阀在流量和压力控制方面的几种不同应用,并介绍了相应的Amplifier／oontmller card sd1伺服放大控制板的电路连接和软件应用,以及液压实验台的参数、功能要求和调试过程。     

基于代理模型全局优化的自适应参数化方法

对于翼型气动隐身设计问题,设计变量的配置对设计结果影响很大,而简单地增加设计变量不能保证得到理想的结果。提出一种适用于代理模型全局优化的自适应参数化方法：利用全局敏感性分析方法——基本效应法,得到设计空间关于目标函数的敏感区域信息,并以此为根据增加设计变量;利用节点插入算法将低维样本在高维空间内进行重构,避免了重新取样的工作量。相对于传统固定设计空间维度方法,自适应参数化方法在设计空间的敏感区域扩展维度,能够更加精准地描述外形并反映目标的变化趋势。通过飞翼布局翼型的气动隐身优化算例,证实自适应参数化方法可以大幅提高优化设计质量和效率。     

非合作大目标位姿测量的线结构光视觉方法

空间机器人与非合作大目标交会接近最终段,单目相机不能获取完整的特征图像而无法完成相对位姿测量。针对此问题,提出基于线结构光和单目视觉的相对位姿测量方法。以非合作大目标上的局部矩形特征为测量对象,首先,建立相对位姿测量模型并给出四个测量坐标系之间的关系;其次,通过相机对不完整矩形和线结构光的约束获得四个特征点在相机坐标系下的坐标;然后,利用四个特征点计算相机坐标系与目标坐标系之间的转移矩阵;最后,将转移矩阵分解得到矩形特征的相对位姿。通过改变影响测量精度的输入误差和标定误差等因素对该方法进行仿真验证,结果表明该测量方法是有效的。     

高超声速滑翔飞行器锐边化气动隐身一体化设计

隐身性能是影响高超声速武器作战效能的关键指标之一,为提高高超声速滑翔飞行器的生存及突防能力,以HTV-2飞行器为初始外形,引入锐边化设计思想,提出一种兼具良好隐身性能的气动外形。首先采用CFD数值模拟和高频近似算法,对初始外形气动特性及隐身特性进行评估。接着通过截取重要截面轮廓线,在轮廓线上均匀选取控制点。最终将离散点重构成三维外形,设计了一种锐边化飞行器外形。在此基础上计算评估了锐边化外形的升阻特性及雷达散射截面（RCS）。与原外形对比可知锐边化外形气动性能变化较小,气动力系数变化量不超过7%;同时在主要威胁区域（即俯仰角±30°、偏航角±60°角域）内飞行器的RCS均值显著降低,平均降幅超20%。此外为消除边缘绕射的影响,通过倒圆角的方式对锐边化外形的棱边进行了圆润化处理,实现了主要威胁区域内RCS均值的进一步减缩,平均降幅超过60%。此外进一步研究了在不同位置倒圆角及圆角半径对飞行器隐身特性的影响。结果表明在尾部截面倒圆角能较大程度改善飞行器的隐身特性,圆角半径与飞行器特征长度之比为1.35%时较佳。     

光学压力敏感涂料测量技术及其 在内流场的应用

介绍了应用基于发光强度的全域压力测量方法进行叶片表面压力分布的一系列实验结果.在自主建立光学压力测量系统和自主研发国产压力敏感涂料的基础上,对高亚声速叶栅风洞出口处大弯度孤立叶片吸力面和对转压气机实验平台出口整流叶片吸力面的压力分布进行了测量,并采用传统电子静压扫描装置在高亚声速叶栅风洞中进行了同步测量.光学压力测量与电子压力扫描结果的对比表明所建立的光学压力测量系统可用于内流场测量,其精度达到了工程应用水平.      

局部催化特性差异对气动热环境影响的计算分析

高温气体非平衡效应及其壁面催化效应对高超声速飞行器气动热环境造成显著影响,是当前高超声速飞行器气动热环境预测和热防护设计的关键问题之一。考虑高温空气离解与电离等化学反应、气体分子热力学激发、流动中的非平衡效应和壁面催化效应,通过数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程和壁面处质量、能量平衡关系,完善了高温气体热化学非平衡流场有限催化气动热环境数值计算方法和计算程序,采用典型算例进行了考核验证。在此基础上,开展了不同条件下高超声速飞行器热化学非平衡流场气动热环境数值模拟,分析局部催化特性差异对气动热环境的影响。研究表明：所建立的高超声速飞行器热化学非平衡流场有限催化气动热环境数值计算方法及程序,其数值模拟结果与飞行试验、文献符合;局部催化特性差异会导致热流跳变,其热流跳变量与催化特性差异量、材料分布方式等有关;催化特性差异较大时,局部区域热流可能远远高于飞行器全表面完全催化的热流结果,此时将飞行器在全表面完全催化（FCW）和完全非催化（NCW）条件下的数值模拟结果作为实际飞行过程中表面热流的上、下限这一简化处理方式,是不可取的。