F—16飞机大迎角飞行特性分析

采用六自由度全量运动方程和三通道飞行控制系统模型，使用时域动态响应的方法，研究了Ｆ－１６飞机在大迎角下飞行的深失速特性和尾旋特性，并对尾旋进入和改出的机理进行了探讨。通过分析研究可午出结论：Ｆ－１６飞机具有深失速特性，若进入深失速后，可用先拉杆后推杜操纵方法改出；Ｆ－１６飞机进入尾旋的主要原因是航向自转和偏航、滚转气动交感；在改出尾旋过程中，方向舵操纵力矩、航向静不稳定力矩、偏航惯性交感力矩对制止     

姿控发动机喷管内流场及推力计算研究

运用时间相关法数值求解定常Ｎ－Ｓ方程和采用有限体积方法离散控制方程,对姿控发动机喷管内流场及其产生的推力进行了计算,得到了较为精细的流场图象。计算结果表明,不同壁面温度条件可以显著改变喷管壁面附近的流场结构及其产生的推力。     

关于两方程湍流模型的考虑

通过对两方程湍流模型的分析,提出了在主流区或远壁区用两方程模型,近壁区用代数湍流模型的思路,即所谓的“双层”模型概念。通过对平板湍流附面层的计算表明,这种分层计算措施获得的速度分布、壁面剪切力较单纯应用低雷诺数两方程湍流模型时的结果准确。对非均匀来流条件下90°弯管内高湍流度流场的计算表明,双层模型可获得更加准确的速度分布。从而表明本文提出的分层计算措施是有效的,可满足工程计算要求。      

姿控发动机内流场及高空羽流流场的DSMC一体化数值模拟

通过引入“平衡抽样方法”有效解决了DSMC求解近连续流区所遇到的碰撞顶计算效率问题;对于过渡流及自由分子流区,构造了适合于DSM仿真的分子碰撞传能模型并配置了一种光滑过渡以减少误差的权函数。在此基础上首次实现了对姿控发动机喷管内流场及包括倒流区在内的高空弱流流场的DSMC方法一体化数值模拟。     

气动谐振管点火技术研究

为了发展液体火箭发动机的气动谐振管非电点火新技术,提出了一种新颖的组合喷嘴混气谐振加热方案,并介绍了所研制的氦气谐振热表面点火器和同轴氢氧谐振火炬点火器,给出了气动谐振管点火器工程设计的一般原则和相关参数的选择。     

一种适用于飞行器复杂外形的表面与空间网格生成方法

本文通过建立反映机身横截面外形特征的控制点概念，及在控制点间分配网格点数方式，给出了一种非常实用、交互式的表面网格生成方法，所生成的网格失真度小，物体保形好，生成适用于CFD计算需要的表面网络花费的时间少，适用性强。基于无限插值理论，引入本文提出的网格正交控制、物面法向量控制、加权平均光顺措施，给出了一种改进的空间网格生成方法，有效克服了传统无限插值网格生成方法在复杂外形网格生成方面的缺陷，有效改善了网格的法向疏密性、贴体性及周向网格的均匀性，对真实飞行器部件网格生成非常迅速。以某飞行器复杂机身表面与空间网格生成，及无人机翼身组合体空间网格生成为例，检验了本文网格生成方法的实用性和有效性。     

基于SA*的CE-3巡视器机械臂就位探测任务规划

针对机械臂规划方法无法满足CE-3巡视器成像及探测光照约束、避碰及机械臂位形切换次数等约束的不足,提出一种基于SA^*的月面巡视器机械臂就位探测任务规划算法。该算法在机械臂的工作空间进行搜索,根据星历计算太阳光照以解决光照约束,通过层次包围盒高效准确地进行机械臂碰撞检测以满足机械臂与环境不存在干涉的约束条件,通过相邻运动行为的代价削减保证规划后机械臂位形切换次数最少。最终通过月面巡视器在轨任务结果验证该算法的可行性。     

图像压缩系统设计

对基于FPGA+DSP架构的图像压缩系统进行了介绍,描述了其系统结构、原理及实现。根据实际需求,采用FPGA+DSP的系统架构设计了一种高性能的图像实时压缩装置,并对系统硬件电路、软件、结构等方面进行了优化设计,实现了飞行试验环境条件下多路视频的采集、压缩、传输、按时序切换等功能,具有处理延时小、功耗低、环境适应性好等特点,并通过了高低温、振动冲击、电磁兼容等多项环境试验考核,具有较高的应用价值。     

海上移动测站精度估算方法研究

海上测量是在复杂的动态条件下进行的,测量船外测数据中融入了更多影响数据精度的因素,数据测量结果非常复杂。本文在系统分析测量船误差影响因素的基础上,建立了航天测量船外测数据精度估算模型,据此分析研究了影响测量船外测精度的主要误差因素,并针对主要误差源提出了进一步提高船载设备精度的途径。     

变截面风扇管道快速声散射计算

针对航空发动机消声短舱声学设计的需要,发展了一种结合快速声散射和直接边界元计算发动机远场声散射的方法,用于计算包含了壁面声阻抗影响的复杂截面管道声散射问题.应用该方法针对某风扇实验台进行了管道消声的数值模拟,得到了远场声散射结果,进行了声衬声阻抗影响的计算,并通过与文献结果的对比表明该方法具有工程应用价值.