近地尾向流和磁场——TC-1卫星观测结果

2004年10月12日,在01:30—04:30 UT期间,位于向阳侧磁层顶附近的Geotail卫星探测到行星际磁场为持续南向.此太阳风条件驱动了一个小磁暴,Sym-H指数在04:12 UT达到最小值-33 nT.在磁暴主相期间,AE指数维持在较高的水平,其最大值达400 nT.02:00—03:00 UT期间,TC-1卫星在近地磁尾(-10.6,3.2,-0.1)R_e处观测到明显的亚暴膨胀相特征和磁场偶极化过程.在偶极化前1 min,有较强的(v_x<-100 km/s)持续时间超过3 min的尾向流发生.分析发现该尾向流具有低温、高密度和沿磁场流动的特点,这说明尾向流具有来源于电离层风的特征.尾向流期间,TC-1观测的磁场分量B_x和总的磁场强度增加,磁倾角减小,磁场结构变成非偶极型,说明尾向流对磁场结构有一定的影响,文中尝试给出了相应的物理解释.观测表明,该事例中的近地磁尾尾向流可能对磁场偶极化过程的发生有重要意义.     

基于有限时间广义H_2范数的直接侧向力启控时间分析

采用直接侧向力与气动力复合控制技术可以显著改善导弹末制导系统性能,而确定直接侧向力启控时间是复合控制技术的关键问题。首先给出了复合控制导弹末制导系统的数学描述,然后基于有限时间广义H2范数,分析了直接侧向力启控时间与零效脱靶量、目标机动、导引头量测噪声的内在关系,最后根据零效脱靶量随启控剩余时间的变化情况,指出存在一个启控剩余时间临界值,可以为直接侧向力启控时间的确定提供重要依据。     

超燃冲压发动机控制方法

针对超燃冲压发动机地面试验和飞行试验的需求,本文论述了超燃冲压发动机控制的基本问题。在对这些基本问题认识的基础上,初步给出了超燃冲压发动机控制系统的基本框架,探索了控制任务的解决方案。主要包括推力控制、燃烧模态控制、进气道控制、调节/保护多回路切换控制和发动机/飞行器一体化协调控制。最后对超燃冲压发动机控制未来发展进行了展望。     

失谐叶盘结构鲁棒性能分析

在状态空间内建立了失谐叶盘结构的传递函数模型,以失谐传递函数矩阵的结构奇异值为指标,研究了各种失谐参数对叶盘结构鲁棒性能的影响.在此基础上对一个扇区两自由度的简化叶盘结构模型进行分析,考虑了激励阶次、阻尼、失谐程度和人为失谐等因素对系统鲁棒性能的影响.计算结果表明:增加系统阻尼,将失谐范围控制在阈值以外,以及在系统中引入适当形式的人为失谐等三种措施都能有效地提高叶盘结构的鲁棒性能.      

一种新的元胞自动机航迹规划算法

基于元胞自动机理论提出一种新的航迹规划的算法,该算法克服了传统元胞自动机航迹规划算法只能针对存在安全飞行区域情况下规划航迹的局限性,新方法能够在全空域受到地空威胁的条件下,选择威胁较小区域规划出航迹。     

不同荔枝品种叶片SPAD值与叶绿素含量相关性的拟合曲线研究

以5个荔枝Litchi chinensis Sonn.品种为试材,对叶片叶绿素含量与叶绿素仪测定值（SPAD值）的相关性及其拟合曲线进行了研究.针对每个品种建立了最优拟合方程,并对其实用性进行评价;在4种拟合方程中,乘幂方程是最优方程.     

涡轮叶片吸力面上收敛缝形孔气膜冷却效率的数值研究

运用RNG湍流模型对叶片吸力面开设收敛缝形孔的冷却特性进行了数值模拟,分析在叶栅通道主流入口雷诺数Re=4×105~6×105和二次流吹风比M=0.5~3.0范围内,沿吸力面3个典型弦向位置处(分别对应叶栅通道喉部上游、喉部和喉部下游)开设收敛缝形孔对气膜冷却效果的影响。计算结果表明:各位置处收敛缝形孔吸力面的冷却效率随着吹风比和主流入口雷诺数的增大而逐渐升高;与圆形孔相比,各位置处收敛缝形孔沿流向的冷却效率均得到有效改善,且在展向上的分布较均匀;在相同的主流入口雷诺数和二次流吹风比下,位于喉部上游位置的收敛缝形孔冷却效率大都高于其他位置。     

动载对管内沸腾两相流传热特性的影响

对旋转状态下的单相水及加热单相水至沸腾的两相流进行了对比实验.通过对热耗散、流型、流阻及传热的分析与计算,研究了动载对流体流动与传热的影响.结果表明:过载强烈影响两相流动(尤其是流阻)和热传递方式,增大了流体的流阻和热损失,并削弱了流体的得热能力.动载引起的冲击交混流改变了管壁温度的均匀性和变化规律,即随着过载的增大,在一定范围内,管壁底部温度降低,顶部温度升高.      

腐蚀条件下民机结构疲劳寿命评定方法研究

提出了考虑腐蚀环境影响的民机结构疲劳寿命评定方法.根据腐蚀条件下民机结构使用特点,将其使用过程简化为独立的地面停放与空中环境预腐蚀和空中腐蚀疲劳过程,综合考虑上述影响因素,建立腐蚀影响系数曲线,采用疲劳损伤当量折算方法,对一般环境下的疲劳寿命结论进行修正,可以有效地进行腐蚀条件下民机结构疲劳寿命评定.