用二阶矩两相湍流模型模拟鼓泡床内气泡—液体湍流两相流动

建立了二阶矩气液两相湍流模型，模拟了不同工况下二维矩形断面气液鼓泡床中气泡－液体湍流两相流动，给出了气泡和液体的速度场、气泡体积分数和两相雷诺应力分布，基本工况的模拟结果与美国俄亥俄州立大学PIV测量结果符合较好。文中研究了不同气体表观速度对两相流场的影响。模拟结果显示了鼓泡床内液体的回流流动和气泡的上升运动、各向异性的上湍流，气泡湍流脉动比液体的强，以及气泡体积分数和两相湍流强度随着气体表观速度的增大而增大等规律。     

发动机构件低循环疲劳模拟试验件设计方法

通过多子样模拟件可靠性寿命试验，补充构件试验量的不足，得到构件可靠性寿命，是解决发动机构件试验费昂贵的有效途径。探讨了低循环疲劳模拟试验件的设计方法，讨论了相关的寿命模型、设计准则和模拟件典型样式。     

镜面蒙皮拉形工艺参数研究

滑移带是导致飞机镜面蒙皮报废的主要原因之一。通过分析镜面蒙皮拉形中变形程度、拉形速度、毛料几何尺寸、润滑与操作方式对滑移带的影响,确定了临界变形程度和拉形应变速率的合理范围。毛料几何尺寸的影响,反映在悬空段板料的宽长比值上,宽长比值增加,变形趋向于平面应变状态,易出现滑移带。良好的润滑方式有利于改善板料变形的均匀性,增加成形面内材料的变形程度。操作方式的选择,应充分考虑模具拉胀的作用,严格控制夹钳预拉量和补拉量,避免冲击和阶跃式的加载方式。     

转动惯量未知的再入飞行器姿态容错控制

针对升力式再入飞行器再入过程中执行机构发生故障的情况,基于反步法思想,设计了一种无需飞行器转动惯量信息的姿态容错控制律,同时,该控制律能有效地抑制外界干扰。控制律的设计除了给出稳定性证明外,还给出了误差上界与控制参数的关系。以临近空间飞行器X-33为模型进行了数学仿真,结果表明了该控制律的有效性。     

火星盘缝带伞超声速风洞试验结果分析

为了研究盘缝带(DGB)伞在超声速条件下的阻力特性、摆动角以及伞绳载荷分布的不均匀性,在FD 12风洞中开展了盘缝带伞的阻力特性风洞试验,并通过安装柔性传感器测量了伞绳所受载荷。试验结果表明,在Ma1.50到Ma2.50来流条件下,盘缝带伞的阻力系数随着马赫数的增大先增加后减小,在Ma1.75时达到最大,为0.60,而最大摆动角则是先减小后增大,在Ma2.00时摆动角最小,为7.4°,传感器的安装对降落伞风洞试验结果影响很小。通过柔性传感器的标定和误差分析,获取了伞绳载荷数据,结果显示不同伞绳所受拉力的比值可达到1.98。且传感器数据与风洞天平的测量降落伞总载荷结果吻合,进一步验证了柔性传感器结果的正确性。     

SpaceFibre星载网络服务质量实现研究

为实现SpaceFibre星载网络中短时间内大量实时数据流的可靠传输,满足不同空间任务的服务质量(QoS)要求,提出一种基于二进制序列调度的新算法。该算法根据星载网络中的不同流量特征生成对应的二进制调度序列,可以很好地解决复杂数据流量的调度与不同数据流量带宽需求之间的权衡问题,实现了SpaceFibre协议框架下的QoS功能。最后给出了算法的延时性能分析与实例仿真,结果表明由该算法生成的二进制序列调度机制在传输时延上有着较好的灵活性和确定性。     

浦东地区近地强风特性观测研究

20 0 0年 8月当“派比安”和“杰拉华”台风接近上海时 ,浦东气象局的 1 0m高度极值风速记录超过 2 4m/s,笔者用超声风速仪在离地 2 0m高处采集到近 2 0h的三维强风样本。经过对实测风速数据的分析 ,得到了平均风速和风向、阵风因子、湍流度、湍流积分长度、摩阻速度以及湍流功率谱密度函数等强风特性 ,分析结果表明 :近地强风的湍流度和阵风因子较高 ,湍流积分长度约在 80m左右 ,水平 (纵向和横向 )湍流功率谱密度函数与Simiu谱基本一致 ,但垂直湍流功率谱与Panofsky谱相差较大。     

考虑零控交班视窗角约束的拦截中制导设计

针对临近空间防御作战问题,提出了一种考虑零控拦截和交班视窗角约束的中制导算法。首先基于零引力差假设分析了中末交班零控拦截条件,利用该条件可将零控拦截和交班视窗角约束向终端状态约束进行转化,为多约束中制导设计提供了更简便的思路;通过引入低维权重矩阵及控制量的谱表达式,推导了一种时间固定下的广义拟谱模型预测静态规划算法,并结合Legendre伪谱法和自适应Gauss-Lobatto积分,提高了算法计算效率,最后将其用于本文中制导设计。仿真结果表明:本文设计的中制导算法能满足零控交班约束,所需控制成本较小,制导精度和计算效率较高,且通过Monte Carlo打靶分析,在满足实时性要求前提下,对初始状态扰动和参数摄动情况仍具有较强鲁棒性。     

快船式飞行器参数化建模及高超声速气动计算

针对快船式飞行器概念研究和总体设计的需要,将已知几何构型截面划分为三个形状控制函数,并基于圆锥曲线拼接的思想将其封闭为统一的参数化截面形状函数。通过动态调整形状函数的少量控制参数,可获得一簇连续的形状截面,实现了飞行器几何外形的快速参数化建模。基于三角面元划分,进行了高超声速气动特性工程计算,并给出了数据的4阶多项式拟合公式。设计了一种中长航程任务,采用全数值预测校正再入制导算法对快船式飞行器和阿波罗飞船进行了相同条件的再入仿真。仿真表明,相比传统飞船,快船式飞行器升阻比增大,机动性增强,过载环境改善,着陆精度更高。     

地月平动点拟周期轨道探测器自主导航方法研究

地月L2点的拟周期轨道可以用于实现与月球背面的持续通信,具有重要的科学研究价值和广阔的应用前景。针对地月L2点探测器所处的弱稳定拟周期轨道,论证了基于日地月信息的自主导航方法的可行性,并进行了深入分析。首先,推导了会合坐标系下带有星历的精确导航动力学方程;其次,针对弱稳定轨道不同于近地强稳定轨道的特性,在基于日地月方位信息导航的基础上,提出了三种敏感器组合方案。使用迭代最小二乘方法给出导航仿真结果,并结合非线性可辨识性理论对这三种情况下历元状态的可辨识性及可辨识度进行分析。最后,仿真结果表明,使用日地月敏感器以及对地多普勒雷达可以满足历元状态的可辨识性、导航的收敛性以及系统经济性的要求。