发射点定位误差对发射方位角的影响

发射点定位误差对发射坐标系的影响不仅仅在于坐标系原点不准，而且还会影响发射方位角，从而会有欧拉角的转换。首先依据确定平面的几何原理和求解平面夹角的余弦公式，在地心坐标系下，得到发射方位角与发射点、目标点的简洁的解析关系；然后，通过地心坐标系为中介推导了发射坐标系的扰动矩阵。由此，可得到发射点经度、纬度和高程的变化对发射方位角影响的量化结论。     

线性广义系统的迭代学习控制

讨论了正规，稳定，无脉冲的定常广义系统的迭代学习控制问题，通过构造满足广义约束的Lyapunov函数来分析定常广义系统在P型学习律下迭代学习误差的收敛性问题，同时给出在每次迭代时初态固定于同一点的误差收敛的充分性条件，最后给出数值仿真算例说明该学习律的有效性。     

二维三角晶格的Peierls相变前后的声子色散曲线的研究

利用品格动力学理论计算了二维三角品格的Peimrls相变前后的声子能谱。并且在第一布里渊区绘制了主要的对称点、线上的声子色散曲线。通过对Peierls相变前后的声子能谱比较可知，随其对称性降低，声子能谱的简并度被破缺。二维三角品格的Peierls相变前只有两支声频支声子能谱，Peierls相变后有两支声频支声子能谱与两支光频支声子能谱，并且声频支声子能谱及光频支声子能谱不相交，两支光频支声子沿ky轴平缓地变化。     

基于双星系统定轨的数学方法

通过对双星系统定轨原理的分析,结合卫星的动力学模型,采用联合多时刻观测系统的数据融合方法,得到了一种解算卫星轨道状态的解析方法,同时还给出了误差传递方式。该方法不需要标称轨道,计算方便。理论分析和仿真计算表明,方法确实可行,且定轨精度有所提高。     

航空燃气涡轮发动机起动性能分析

快速、可靠的起动能力是航空燃气涡轮发动机的最重要的特性之一,影响其起动的因素多而复杂,而航空燃气涡轮发动机宽广的工作范围又给起动控制系统的设计带来了困难。本文根据某型航空燃气涡轮发动机起动试验过程中的情况,通过数字仿真和试验数据,综合分析了影响起动性能的各种因素。      

在光电效应测定普朗克常数实验中测量方法的讨论

在光电效应测量普朗克常数实验方法中,分别采用零点法、曲率法和拐点法确定截止电压,并应用最小二乘法进行直线拟合求出普朗克常数数值进行比较,结果表明,曲率法测普朗克常数的相对误差为1.07%,零点法为1.60%,拐点法误差最大,在实验中要求学生采用合适的方法处理数据。     

处理机匣对跨声压气机进气畸变的响应

对带处理机匣的压气机转子Rotor 37在总压畸变进口条件下的流场进行了三维数值模拟.分别计算了光壁、斜缝处理机匣和带背腔斜缝处理机匣在有畸变和无畸变进气时的转子特性参数,分析了均匀进气时斜缝处理机匣的扩稳机理,并比较分析了两种处理机匣在畸变进气时对压气机的稳定性影响.结果表明:在均匀进气时两种处理机匣都具有较好的扩稳作用,但在畸变进气时带背腔斜缝机匣的扩稳作用比均匀进气时的扩稳作用减弱,而无背腔斜缝机匣会使压气机的稳定裕度下降.     

叶尖间隙高度对某高压涡轮级损失分布的影响

利用三维湍流数值模拟方法模拟某一级跨声速高压涡轮流场,研究转子叶片叶尖间隙高度对涡轮性能及二次流动损失分布的影响.研究结果表明:转子叶尖间隙高度对涡轮性能影响明显,随着间隙高度的增加涡轮效率明显降低,但效率的降低速度与间隙高度并非简单线性关系,间隙高度增加1%相对叶高,涡轮性能最快下降1.8%.分析表明:涡轮转子间隙高度变化主要影响转子叶栅通道上部流动并对通道内的损失分布产生影响.其中损失最严重的区域为转子通道中部至叶片尾缘处;尾缘后的损失则对间隙的高度最敏感,随着间隙高度的增加,叶片尾缘后损失明显增加.      

混合火箭发动机燃料退移特性的数值计算

混合火箭发动机在航天推进领域优势明显,但由于氧化剂和燃料相态不同,燃料退移的机理和特性比较复杂。采用自行编写的混合火箭发动机程序(HRM)模拟了这种发动机的非稳态工作过程。通过该程序实时数值求解了从氧化剂注入端到尾喷管的全部物理化学过程,并基于燃料表面上气固间的质量和能量耦合,运用燃料表面动态退移和两步计算方法,模拟了燃料退移。在与发动机推力和燃料退移量等实验数据对比的基础上,给出了燃料退移速率方程和燃料退移速率随燃烧室直径的变化规律,确定并分析了影响混合火箭发动机尺度效应的因素。     

满足固有频率和振型要求的复合材料翼面结构动力学设计

 就满足固有频率和振型要求的翼面结构动力学设计问题提出了一种有效的工程解决方法,并且应用于实际的型号设计。试验结果表明,机翼结构的设计满足了设计要求。其解决过程对于新机设计或用复合材料替换金属结构的等效刚度设计均有重要的指导意义。
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