机身上翘后体绕流与阻力分析

基于N－S方程数值计算研究了九个机身上翘后体在零迎角、高亚音速时的绕流与其阻力之间的关系。结果表明，后体在零迎角时存在三种流型：随着流型、分离涡流型和底部分离流型；影响阻力最大的几何参数是后体收缩比，其次是上翘角；收缩比ηA较大时（如ηA≥0．5），会产生很大的底阻；上翘角增加则使压差阻力迅速增大。当收缩比ηA减小的（即尾部较尖）使底部分离引起的粘性压差阻力大大减小，从而可实现最小的后体阻力。因此，首先选择较小的ηA排除底部绕流分离流型的出现、再选择适中的上翘角是上翘后体设计的一项重要原则。     

双三角翼外翼前缘钝度对气动特性的影响

笔者对75°/60°双三角翼模型进行了水洞流态观测实验、低速风洞测压实验、空间流场测量实验,研究了双三角翼外翼前缘钝度对气动特性影响,包括对涡态的影响。这里发表的是第一期实验的初步结果。结果表明,外翼前缘钝化使内翼涡涡核推迟破裂,外翼前缘钝化主要影响双三角翼前缘折点后的后半翼上表面的C_p分布,特别是在涡发生破裂后,其影响较大。     

75°／45°双三角翼外翼前缘形状对大迎角分离流动特性影响

本文通过风洞试验和水洞试验研究了７５°／４５°双三角翼的外翼前缘形状对大迎角分离流动的影响。试验表明，在涡破裂沿翼面向前发展的迎角迎我范围内，外翼前缘钝化对涡态的发展、压强分布和气动力有较大影响。     

惯性导航系统陀螺仪的发展现状与未来展望

陀螺仪是惯性导航系统的核心器件,首先对传统陀螺仪的发展历史进行了回顾,并介绍了各类陀螺仪的基本原理与优缺点。然后,从关注度、精度、成本、应用四个角度对传统陀螺仪目前的发展状况进行了总结与对比。最后,对未来陀螺仪的发展进行了展望,希望能对陀螺仪的研究有一定的参考意义。     

硅氧烷原子氧防护膜工艺及防护性能研究

原子氧是对低地球轨道航天器构成重要影响的空间环境因素之一,严重影响着航天器在轨的安全运行。文章重点介绍了制备工艺对六甲基二硅氧烷原子氧防护膜结构及性能的影响,分析了防护膜的聚合原理,并对其结构、成分进行了测试分析,从而获得了防护膜的工艺参数。最后对防护膜进行了原子氧辐照实验与测试,结果表明采用等离子体聚合方法制备的原子氧防护膜具有很好的耐原子氧性能。     

基于快速终端滑模的航天器自适应容错控制

针对存在不确定的执行机构部分失效故障和未知外界扰动的航天器姿态跟踪控制问题,提出了一种基于自适应快速终端滑模控制的容错控制方法。在没有故障检测与诊断信息的情况下,采用快速终端滑模控制原理,利用自适应算法在线估计得到的故障信息,设计具有鲁棒性的容错控制器,使系统在执行机构故障发生时,能在有限时间内以指数收敛,实现系统有限时间渐近稳定,以及对航天器的容错控制和干扰的抑制。仿真结果表明,与基于普通滑模控制器的容错控制相比,该方法在保证系统鲁棒性和可靠性的同时,具有更快的收敛速率,实现执行机构故障时有效的航天器姿态跟踪控制。     

单轴航空涡扇发动机数学模型辨识

依据某型单轴航空涡扇发动机试车数据辨识建立了发动机的全包线、全工况实时动态数学模型。由于试车数据所含噪声较大,辨识方法采用了先建立稳态模型,进而建立实时动、静态数学模型的方法,这种方法可以通过辨识稳态点来消除噪声。验模表明,所建模型精确度很高,且能准确反映发动机性能,并满足实时性需求。     

无迹粒子滤波在捷联惯导初始对准中的应用研究

给出了捷联惯导系统初始对准时的非线性误差模型,处理非线性系统的传统方法是扩展卡尔曼滤波方法(EKF)即对非线性系统进行线性化后再利用卡尔曼滤波进行处理。而无迹粒子滤波(UPF)是基于蒙特卡罗方法和贝叶斯理论,用加权的粒子表示概率密度函数,通过观测值更新粒子的权值,得到优化的状态估计值和方差,结合无迹卡尔曼滤波(UKF)进行迭代计算,是一种新型处理非线性系统的方法。本文对UPF滤波方法进行研究,运用于捷联惯导系统初始对准的姿态估计,计算机仿真和试验结果均表明了该方法的方位失准角估计精度和收敛速度明显优于传统的EKF。     

计算机网络实验室建设及实施过程研究

通过对计算机网络实验室的建设规划、实验内容设计、实验过程设计等方面的讨论和研究,提出了具有较强的可行性的方案。     

低地球轨道航天器不同攻角原子氧通量密度计算模型

低地球轨道原子氧与航天器表面材料相互作用,可导致材料因氧化剥蚀而发生性能