某型燃气涡轮起动机空中起动试验

为验证原本只为在地面起动发动机而设计的某型燃气涡轮起动机的空中辅助起动性能,在飞行试验台上,对其进行了空中辅助起动试验。与在地面起动发动机时的参数进行比较,得到了有意义的结论,掌握了其在空中工作时参数的变化规律,为提高该型燃气涡轮起动机空中辅助起动性能提供了依据。     

气流激励下叶片动力响应分析方法

利用在物理过程上的耦合代替数学方程上的耦合,完善了双向顺序耦合求解的理论,进一步给出了双向顺序耦合的数值求解方法,并描述了其在物理上对应的过渡过程.结合具体工程算例,分析得到某小型发动机二级静叶在气流激励下的流场分布形式和叶片动力响应的特点,指出了双向顺序耦合数值求解方法的优越性.      

高空高速液体燃料亚燃冲压发动机动力特性研究

本文介绍了一种液体燃料亚燃冲压发动机的变比热性能计算方法,并对某型亚燃冲压发动机进行了性能计算,分析讨论了设计参数对发动机性能的影响.本文计算方法可用于液体燃料亚燃冲压发动机总体方案设计阶段的参数选择和性能分析.     

Geostationary orbit determination using SATRE

A new strategy of precise orbit determination (POD) for GEO (Geostationary Earth Orbit) satellite using SATRE (SAtellite Time and Ranging Equipment) is presented. Two observation modes are proposed and different channels of the same instruments are used to construct different observation modes, one mode receiving time signals from their own station and the other mode receiving time signals from each other for two stations called pairs of combined observations. Using data from such a tracking network in China, the results for both modes are compared. The precise orbit determination for the Sino-1 satellite using the data from 6 June 2005 to 13 June 2005 has been carried out in this work. The RMS (Root-Mean-Square) of observing residuals for 3-day solutions with the former mode is better than 9.1 cm. The RMS of observing residuals for 3-day solutions with the latter mode is better than 4.8 cm, much better than the former mode. Orbital overlapping (3-day orbit solution with 1-day orbit overlap) tests show that the RMS of the orbit difference for the former mode is 0.16 m in the radial direction, 0.53 m in the along-track direction, 0.97 m in the cross-track direction and 1.12 m in the 3-dimension position and the RMS of the orbit difference for the latter mode is 0.36 m in the radial direction, 0.89 m in the along-track direction, 1.18 m in the cross-track direction and 1.52 m in the 3-dimension position, almost the same as the former mode. All the experiments indicate that a meter-level accuracy of orbit determination for geostationary satellite is achievable.     

船身式水上飞机中高速静水滑行阻力估算

根据水上飞机起飞滑行阶段特殊的多介质环境,参考滑行艇水面滑行阶段的阻力特性分析方法,提出一种考虑气动布局影响的估算船身式水上飞机中高速静水滑行阻力的半理论半经验公式;用此公式计算得到某船身式水上飞机中高速滑行阶段的水动阻力及俯仰角随体积弗劳德数变化曲线,并分析水动阻力及俯仰角变化的原因;根据得到的水动阻力及俯仰角,计算某船身式水上飞机起飞滑跑距离,计算结果与试验结果一致,间接验证了所提出阻力计算公式的有效性,同时也为计算船身式水上飞机起飞滑跑距离提供一种思路.      

低温固化磷酸铝基体的制备及过早硬化研究

采用85%磷酸和氧化铝制备了低温固化的烧蚀基体——磷酸铝溶液。通过Brookfield流变仪监测体系的粘度变化;借助X射线衍射分析研究影响磷酸铝基体组成的两个主要因素,即Al/P比例和反应温度。结果表明,A l/P比例控制在1.3∶3~1.4∶3之间,反应温度不高于110℃时可获得性能良好的磷酸铝基体。XRD研究结果表明,磷酸铝溶液的过早硬化主要是由于AlPO4.xH2O沉淀引起的。使用螯合剂可有效抑制过早硬化,加入约2%草酸,2个月左右后溶液中可溶性磷酸盐百分含量为84%,基本满足使用需求。草酸的引入对高硅氧布/磷酸铝复合材料的强度基本没有影响。     

月面远程运输飞行轨迹优化设计

针对月球表面不同区域之间的载人或载货运输问题,设计了一种基于上升-巡航-下降模式的燃料最省飞行轨迹。首先通过求解不同飞行时间的Lambert问题确定了最佳飞行时间,并获得了对应的双脉冲解,然后利用有限推力替代两次速度脉冲,建立了非线性规划问题,求解得到了有限推力燃料最省飞行轨迹。优化设计过程中主要研究了两个主要难点:bang-bang控制与飞行高度约束。这两个问题通过推力加速度与飞行时间的数值延拓得以解决,同时揭示了月面飞行的基本原理。最后给出了3种不同应用场景的仿真算例,仿真结果表明,当飞行时间为小时量级时,上升-巡航-下降飞行模式下的优化解即为燃料最优解,如果飞行距离较远,则还需要适当增加飞行时间从而满足飞行高度约束。     

基于相对流面理论的液体火箭发动机泵内部流动计算

应用相对流面理论对某液体火箭发动机离心泵内叶轮机械部件的内部流动进行计算和分析.流面的求解采用流线曲率法.根据不同部件内的流动数值模拟编制了模块化计算程序,使各部件的计算相对独立.不同部件之间采用混合平面法进行处理,将非定常问题转化为定常问题,简化计算.黏性的影响通过几种损失系数进行修正.数值计算的结果显示诱导轮和离心叶轮增加了液体的压强,而导流通道主要改变了液体的流动方向,这与理论分析一致      

判别性正则化:一种新颖的分类器学习方法(英文)

提出了一种新颖的正则化方法-判别性正则化(Discriminative regularization,DR),为分类提供了一种通用的结合样本先验信息的方式.通过将先验信息引入到正则化项中,DR不但使分类器实际输出与期望输出之间的经验损失达到最小, 而且能在输出空间中同时最大化类间散性与最小化类内紧性.此外,通过将等式约束嵌入到目标函数中,DR的求解还可转化为解线性方程组问题,从而得到全局解析解.分类实验验证了DR的优越性.