厘米级高精度GPS—SINS组合系统研究

成像传感器和定位子系统是先进机载成像系统的两个重要组成部分。以东、北、天坐标系为导航基准坐标系，建立了GPS－SINS组合系统状态的数学模型，详细推导了利用GPS双差相位及双差相位率的组合系统观测方程。仿真结果表明，该组合系统能达到厘米级定位精度，姿态精度为10″左右，可满足先进机载成像系统的要求。     

扰动波对轴流压气机旋转失速的影响

提出了考虑轴流压气机进出口气流角和非定常损失变化的二维旋转失速稳定性模型,进行了数值分析和讨论。计算结果表明压气机前方的扰动波对压气机旋转失速稳定性有一定的影响,压气机本身的结构形式以及压气机上、下游结构对扰动波的传播速率有重要影响     

加罩转—静盘系的换热—换质实验研究

应用传热-传质类比原理于加罩转-静盘系统,通过盘缘轴向进气实验模型的研究,用萘升华法得到加罩转-静盘系旋转盘表面的局部和平均换质规律,从而类比出旋转盘的局部和平均的换热规律。文章分析了系统的几何尺寸(主要是间隙比G_c、间距比G_s)、旋转雷诺数Reθ和流量系数C_w对换质的影响。并用实验方法给出准则关系式,且对这种研究方法给出了误差分析结果。      

具有中心进气外缘加热旋转盘的局部换热特性研究

实际的中心进气的气冷涡轮盘结构被简化成中心进气外缘加热的旋转盘模型, 以实验的方法研究了转速、冷气流量、盘面与静子的间隙和出气间隙对转盘表面局部换热特性的影响。转盘有效实验直径为360mm, 最大转速为3600r/min.实验结果表明:盘面的局部热流密度和对流换热系数呈“U”型分布;冷气流量加大, 盘面的换热系数提高;增加转速, 盘面外缘的换热加强。      

磁尾静电离子束流-密度漂移不稳定性的数值研究

本文研究了磁尾等离子体片边界层宽频带静电噪声的产生机制.模型等离子体由暖的背景电子、暖的向地球方向的离子束流和较冷的向尾方向的离子束流组成.结果表明,静电离子束流-密度漂移不稳定性可以在比较宽的频率范围内激发,在低频区大传播角方向上增长率最大,在高频区小传播角方向上增长率也比较大。最大增长率的方向取决于离子束流和密度漂移的速度比值.这些结果与磁尾观测到的宽频带静电噪声特征符合一致.      

轮盘槽底低周疲劳寿命预测

航空构件要求重量轻,多半采用弹塑性设计,应力集中区域的材料通常是应变循环而不是应力循环,所以局部应变法已成为比较流行的一种寿命预测方法。本文采用了这种方法。鉴于试验更能真实地反映疲劳累积损伤的过程,所以本文除了用局部应变理论估算寿命之外,还利用光滑试样的疲劳试验预测了轮盘槽底的裂纹起始寿命。实践证明这种寿命预测方法比仅用计算公式估算寿命效果要好。对于中值寿命,轮盘和光滑试样的寿命之比仅为1.2倍。      

一个跨音速风洞的设计和使用

我们将一个实验马赫数范围为0.4至0.9的高亚音速风洞经过扩建后成为一座跨音速风洞, 实验马赫数已扩大到0.3至1.2, 实验段已由半开式改为跨速音孔壁形式, 截面尺寸为530×760毫米, 孔壁开闭比为23%, 扩开全角为0.6°。跨音速实验段孔壁与槽壁的选择, 从消除亚音速洞壁效应来说, 两者相差无几, 从消除激波反射效应考虑, 孔壁明显的优于槽壁, 但孔壁扩开角宜小。孔径与壁厚之比及孔径与实验段高度之比, 对孔壁流动特性和对气流的扰动均有影响。驻室空间的大小对气流中心压力分布的均衡作用, 驻室出口面积与排气引射作用及扩压效率都有密切关系。在音速喷管下游设立一个有效的气流加速区域是建立跨音速流场最关键性的问题, 加速段的长度看来相当于一个实验段高度为宜。跨音速流场调整结果表明, 马赫数小于及等于1.0时在模型实验区域610毫米长度内, 轴向马赫数偏量(△M)/M小于±0.47%,马赫数梯度小于0.006/米。马赫数大于1.0及小于1.15时, (△M)/M小于±0.75%, 马赫数梯度小于0.006/米。马赫数大于1.15及小于1.20时, (△M)/M小于±1.57%, 马赫数梯度小于0.016/米。在实验马赫数范围内气流平均偏斜角Aα小于±0.05°, 因此认为已达到可用的跨音速流场标准[6]。风洞气流紊流度估计不大于0.1%, 总压损失不超过0.24大气压力, 最大流量为100公斤/秒, 以实验段高度530毫米为参考长度的风洞雷诺数R^e范围为3.7×10⁸至8.2×10⁹, 驻点为大气状况。跨音速标准模型实验结果表明, 纵向气动系数测量结果是可靠的, 同美国NACA空对空导弹外形的发射实验和飞机模型的风洞实验数据符合一致。阻力系数C_x偏差量一般在±0.001至0.004之内, 升力系数C_y差量一般在±0.005至0.03之内, 俯仰力矩系数M_z偏差量一般在±0.004至0.015之内, 重复性实验良好, 不重复性值均在±0.002至0.005之内, 因此该风洞可以提供模型实验使用。亚音速洞壁效应已基本上消除, 实验结果毋需进行洞壁干扰修正; 但激波反射效应的消除程度有待进一步研究和实验[7]。今后风洞跨音速性能仍应继续改进,希望马赫数大于1.15以后,流场均匀性(△M)/M不大于1%,最大实验马赫数达到1.22至1.25并消除洞壁激波反射效应,因此应对孔壁和加速段结构形式、扩压效率等给予注意。此外改善风洞天平测量系统的准确性和灵敏性问题随着流场问题的解决就显得更加迫切了。     

双模式化学推进技术发展研究

阐述了卫星双模式推进系统的技术特征、工作原理及应用优势。总结了国内外对双模式推进技术研究的历史发展和研究现状,针对双模式推进系统的未来发展,对双模式推进的关键技术进行了总结和分析,说明了双模式推进技术研究的必要性和重要性。提出了我国双模式推进系统相关的发展策略和途径。在此基础上,根据我国已有的航天器单、双组元推进技术基础和航天任务对寿命、控制精度及工作环境提出了新的要求,并指出了发展双模式推进系统的初步设想。     

超空泡水下航行体的结构动力响应特性

通过综合有关文献的理论,得到作用于超空泡水下航行体尾部的冲击载荷与航行速度的关系,然后利用有限元法研究了在不同速度条件下航行体的结构动力响应和变形特性.得到了加速度响应的主频率及其取值区间、航行体内的最大应变值及其分布位置;并给出了加速度响应主频率以及航行体内最大应变值与运动速度的关系.计算结果表明:存在2个加速度响应主频率,当航行体航速相对较低时,应采用第1个主频率作为结构设计时的参考频率,速度较高时应采用第2个主频率;计算还表明:航行体内最大应变值随着航速的增加而显著增加.结果对超空泡水下航行体的结构强度分析和结构优化设计有着指导意义.     

边界层壁面振动诱导T-S波的直接数值模拟

采用空间模式的平板边界层Blasius解为基本流,利用直接数值模拟方法求解二维不可压扰动方程．研究了边界层对二维壁面局部持续微振动的感受性。计算结果表明,当地扰动速度随时间变化显示弦振动特性,振动周期与壁面加载周期完全一致;扰动速度在空间上具有波动解的特性,流向波数与O一S方程解接近;数值计算获得的扰动幅值增长率稍大于预测值,二者运行趋势基本吻合,且对所计算的雷诺数条件,周期为30的扰动幅值逐渐增长,而周期为20的扰动帽值先增加后衰减;周期为30的扰动的二次谐波明显大于周期为20的扰动;流向扰动速度及法向扰动速度的剖面模值函数在壁面局部振动下游附近与O-S方程解不完全重合,而在壁面局部振动下游较远处则与其重合良好;边界层壁面局部微振动获得的二维扰动解具有T—S波的形式。