底排装置底部压力和回流区特性研究

采用标准k-ω湍流模型和有限速率化学反应燃烧模型对二维轴对称雷诺平均N-S方程进行了数值计算,分析了超声速自由来流下冷流和H2-O210组分28步基元燃烧反应的底部排气近尾迹区流场特性,得到了不同排气参数下底部压力和回流区特性,与实验值相吻合.计算结果表明,在较小排气参数下添能比加质更有利于底压提高;随着排气总温的增加,最佳排气参数逐渐减小,回流区逐渐减小;回流区前滞止点位置随着排气参数、排气总温等因素变化而变化,而后滞止点位置几乎不变,但燃烧对回流区前后滞止点均产生了影响.     

高超声速风洞进气道流量系数测量精度影响因素研究

进气道是飞行器动力装置的重要组成部分,准确测量进气道流量系数是进气道风洞试验的重要内容.对来流马赫数Ma =4.5,5.0和6.0状态下皮托管进气道开展流量系数测量研究,通过对比理论值和实测值,获取各状态流量系数修正系数.试验结果表明,随着来流马赫数增加,进气道流量系数与理论值偏差较明显,并逐渐增大.超声速风洞试验通常认为测量截面总温与来流总温相等,通过对测量截面总温与来流总温偏差以及测量截面流场畸变情况的分析,判断测量偏差主要是由测量截面总温等于来流总温的假设导致的.在高超声速风洞试验中,由于模型壁面热交换的存在,测量截面总温低于来流总温,进气道流量系数测量时需要进行总温修正,以提高流量测量精度.     

基于支持向量机的发动机性能衰退指标分类和预测

基于支持向量机几何距离建立表征发动机性能衰退程度的指标,并基于相空间重构理论对该指标进行多步预测,表明回归支持向量机结果优于神经网络预测结果。利用主元分析、核主元分析方法对发动机性能特征量约简并提取其主元,得到核主元分析的分类效果更好。利用交叉验证的方法优化分类支持向量机和核函数中相关参数,给出发动机性能衰退指标曲线。通过建立统计量的方法分析发动机性能变化,确定性能变化关键点。所得结论对做好发动机维护保养工作,延长发动机使用寿命具有一定的指导意义。     

无碰撞电流片哨声波不稳定性

通过数值求解文献[4]中物理模型A得到的一般形式的色散关系,讨论了无碰撞电流片低频波不稳定性问题.结果表明,哨声波能被无碰撞电流片直接激发.在中性片上(z/di=0),在较宽的波数范围内,斜哨声波是可以传播的,但它基本上是稳定的.在离子惯性区内(z/di<1,电子惯性区外),斜传播的哨声波是不稳定的.在离子惯性区边缘(z/di=1),斜传播的哨声波仍然是不稳定的,增长率更大,不稳定的波频率范围更高.此外,朝向中性片方向传播(kzdi<0)的哨声波比离开中性片方向传播(kzdi>0)的哨声波有更大的增长率.     

TT-RMS:时间触发网络通信表生成算法

针对时间触发网络依据全局时间进行触发数据通信的特点,提出了一种基于单调速率调度(RMS)调度机制的通信表生成算法时间触发单调速率调度(TT-RMS),来生成时间触发网络的通信表.TT-RMS算法在安排消息时间槽过程中,首先根据消息周期,计算出各个链路的总负载,再根据链路的消息周期和总负载,通过RMS机制进行消息排序,确定出消息调度的先后顺序,最后根据时间槽的分配状态进行消息调度,优化了消息的调度过程.所提算法的计算时间复杂度为O(n2),空间复杂度为O(n).目前广泛研究和应用的可满足性理论(SMT)通信表生成方法,其计算时间复杂度通常是多项式级,有时计算时间不收敛.实验结果显示,TT-RMS调度的网络单个链路负载最大可接近100%,计算时间在1 ms左右,平均可调度网络负载是SMT方法可调度网络负载的两倍.TT-RMS通信表生成算法具有计算时间短,可调度消息负载多等优点,可以更好地满足航空航天复杂系统中上千条实时消息流的调度需要.      

一种低相位噪声频率合成器设计CSCD

本文介绍了一种5MHz^1GHz低噪声频率合成器的设计方案。在重点考虑输出信号相位噪声的情况下,综合运用直接式、间接式和直接数字式频率合成技术,对频率合成器系统中锁相环、分频、倍频、混频、衰减、放大、滤波、功分等环节进行了合理的设计。在现有硬件条件的基础上,频率合成器的相位噪声可达到一个较高的水平。     

Chang'E-1 Lunar Mission:An Overview and Primary Science Results

Chang'E-1 is the first lunar mission in China, which was successfully launched on Oct. 24th, 2007. It was guided to crash on the Moon on March 1, 2009, at 52.36oE, 1.50oS, in the north of Mare Fecunditatis. The total mission lasted 495 days, exceeding the designed life-span about four months. 1.37 Terabytes raw data was received from Chang'E-1. It was then processed into 4 Terabytes science data at different levels. A series of science results have been achieved by analyzing and applicating these data, especially "global image of the Moon of China's first lunar exploration mission'. Four scientific goals of Chang'E-1 have been achieved. It provides abundant materials for the research of lunar sciences and cosmochemistry. Meanwhile these results will serve for China's future lunar missions.      

基于天基雷达的空间目标轨道预测

根据天基雷达获取的空间目标位置和速度参数, 研究了计算空间目标轨道根数的方法, 以实现对空间目标的初定轨. 分析了雷达坐标系下对目标的观测误差给协议天球坐标系下的目标参数估计带来的影响. 提出了空间二体相遇问题的一种解决方案. 利用已知的空间站轨道, 仿真分析了空间目标在一周之内和空间站的相遇情况, 同时给出了目标轨道预测的误差分析.      

目标飞行器交会对接轨道的设计和控制

根据目标飞行器轨道高度和追踪飞行器入轨轨道高度,给出了目标飞行器交会对接轨道初始相位的设计方法。针对目标飞行器交会对接轨道控制要求,建立了共面相位计算模型以及轨道相位、高度和圆化度的多目标参数求解模型。基于定轨误差、轨道控制误差和轨道预报误差的调相时间分析,制定了目标飞行器调相控制策略。仿真计算表明,实现的目标飞行器交会对接轨道满足要求,验证了调相控制量优化原则的正确性,并对标称共面与虚拟共面的共面时刻和共面相位进行了比较。所提出的计算模型、控制策略和分析方法适用于目标飞行器交会对接轨道设计和控制实施。     

旋翼/平尾气动干扰对直升机配平特性的影响分析

旋翼/平尾气动干扰建模是直升机全机配平模型和飞行动力学模型的核心内容。常规全机配平模型主要通过旋翼下洗流或诱导速度等方式间接考虑旋翼对平尾的气动干扰作用,但未充分考虑旋翼对平尾非定常气动干扰产生的非线性气动载荷,因而仍难于准确体现旋翼/平尾气动干扰对全机配平特性的影响。为此本文基于非定常面元/黏性涡粒子法,通过在平尾面元中增加由旋翼和平尾尾迹时变干扰产生的非定常压力项,建立旋翼/平尾气动干扰模型,直接计算平尾非线性气动载荷,并耦合基于GA/LM混合优化的直升机全机配平方法,构建旋翼/平尾气动干扰作用下的直升机全机配平特性分析方法。通过计算UH-60A直升机的旋翼操纵量和机体姿态,并与试验测试值对比验证本文方法的准确性。通过与基于诱导速度考虑旋翼/平尾气动干扰的直升机配平结果比较表明,后者难于体现直升机低速纵向操纵量和机体俯仰角突增现象,而本文方法能较好地体现直升机低速纵向操纵量和机体俯仰角突增,且与OH-6A、EH-101等试验测量的特性一致。研究不同平尾构型对旋翼/平尾气动干扰下直升机全机配平特性的影响,分析表明低平尾产生较大的低速纵向操纵量突增,而高平尾则增加高速纵向操纵量;前置平尾产生较大的低速纵向操纵量突增,右旋直升机的右置平尾有利于减小低速纵向操纵量突增和机体俯仰角。