Effect of Stagnation Temperature on the Supersonic Two Dimensional Plug Nozzle Conception. Application for Air

When the stagnation temperature of a perfect gas increases, the specific heats and their ratio do not remain constant any more and start to vary with this temperature. The gas remains perfect, its state equation remains always valid, except it will name in more calori-cally imperfect gas or gas at High Temperature. The goal of this research is to trace the profiles of the supersonic plug nozzle when this stagnation temperature is taken into account, lower than the threshold of dissociation of the molecules, by using the new formula of the Prandtl Meyer function, and to have for each exit Mach number, several nozzles shapes by changing the value of this temperature. A study on the error given by the PG (perfect gas) model compared to our model at high temperature is presented. The comparison is made with the case of a calorically perfect gas aiming to give a limit of application of this model. The application is for the air.     

On Nonlinear-Evolution of C-type Instability in Nonparallel Boundary Layers

The process of evolution, especially that of nonlinear evolution, of C-type instability of laminar-turbulent flow transition in nonparallel boundary layers are studied by means of a newly developed method called parabolic stability equations （PSE）. Initial conditions, which are very important for the nonlinear problem, are investigated by computing initial solution of the harmonic waves, modifying the mean-flow-distortion, and giving initial value of TS wave and its subharmonic waves at initial station by solving linear PSE. A numerical method with high-order accuracy are developed in the text, the key normalization conditions in the PSE are satisfied, and nonlinear PSE are solved efficiently and implemented stably by the spatial marching. It has been shown that the computed process of nonlinear evolution of C-type instability in Blasius boundary layer is in good agreement with the experimental results.     

不确定性颤振风险定量分析

 针对小风险颤振定量分析,提出一种概率鲁棒颤振初步分析方法。该方法结合鲁棒颤振分析和概率颤振分析,针对不同层次风险和不确定性水平提供颤振边界特性全面信息,给决策制定提供更好参考。在鲁棒颤振分析中,采用振型迭代的方法,通过结构奇异值( μ )分析和特征值求解得到零风险的鲁棒颤振临界速度。在概率颤振分析中,采用标准蒙特卡罗模拟(MCS)方法得到较大风险时的颤振速度分布和概率临界速度。采用概率比较和二分法估计概率鲁棒颤振不确定度半径和概率鲁棒颤振临界速度,同时采用样本重新利用的随机方法估计颤振风险和不确定性定量关系。通过一个考虑集中质量不确定性的大展弦比双梁式机翼的颤振计算分析表明,确定型μ方法只能用于零风险颤振分析,标准的MCS方法只能用于较大风险颤振速度分布问题。概率鲁棒颤振分析结果表明增加1%颤振风险可以使不确定度半径增大62%或颤振速度边界增大5%,从而放宽了设计要求。     

预测-校正EKF算法在自主导航中的应用

为提高航天器自主导航系统非线性估计精度,通过分析EKF线性化方法的缺 点,基于数学分析理论研究了非线性函数线性化展开点以及雅可比矩阵取值点不同对线性化 逼近程度的影响,然后对传统EKF算法的线性化展开方式进行了改进,提出了一种基于中值 定理和平滑估计的预测-校正EKF（FR\|EKF）新算法。仿真结果表明,该算法在精度上优于 EKF算法。     

基于奇异值分解的红外热图像序列处理

在红外热像无损检测中直接获取的原始热像往往信噪比较低、温度对比度较差.为了抑制各种噪声的不良影响,使红外热像无损检测所重构的数字图像有较高的缺陷对比度,从而提高缺陷探测能力,提出了采用奇异值分解法对红外数字图像序列进行处理和增强的方法,并进行了验证.介绍了奇异值分解法的原理;用奇异值分解法对实验中采集的红外热像序列进行处理;以信噪比为指标对图像处理效果进行了定量评定.研究表明奇异值分解法具有抽取红外热像序列中反映试件内部缺陷信息代数特征的能力,可消除加热不均效应、提高图像的信噪比,且缺陷在图像中所处的位置不影响奇异值分解法的使用效果. 因此奇异值分解法是红外热像无损检测中红外热图像序列处理的有效方法.      

利用飞轮的航天器姿态跟踪与能量存储

研究航天器集成能量与姿态控制系统中飞轮的控制律。系统中飞轮是姿态控制的执行机构,同时也是储能装置。首先利用Lyapunov方法设计了航天器姿态跟踪的反馈控制律,然后研究一种力矩形式的飞轮控制律。利用奇异值分解方法把飞轮组的控制力矩向量分解为3部分相互正交的力矩向量,一部分用来提供姿态控制力矩,一部分用来以给定的功率储能,另一部分完成轮速平衡以避免由于各飞轮轮速差异过大引起的飞轮饱和。提出了一种基于动能反馈的储能功率规划方案来保证系统的能量平衡,可以避免由于过剩能量引起的飞轮饱和。数值仿真结果验证了控制方案的有效性。     

改进状态变量法及其计算机实现

改进状态变量法运用了等效电路的概念,建立了改进的状态向量方程,该方程中包含了确定状态向量初始值的约束条件并同时自动建立了初始值计算公式。这简化了初始值的计算工作,因此克服了传统的状态变量法在这方面的缺陷。该计算公式适用于任意激励、特别是冲激激励作用下的动态电路初始值的计算,简单实用。在此基础上,给出了改进状态变量法的计算机实现方法,其计算程序是一套系统完整的状态变量法分析程序,具有很强的电路适用性。     

直升机控制增稳系统的一种综合设计方法

提出了特征结构配置/奇异值灵敏度分析/回路传递复现（LTR）综合设计方法,为某直升机在悬停飞行状态下,设计了控制增稳系统,并对飞机系统状态参数改变及由某个速度下过渡到飞机悬停状态的过渡过程进行了数字仿真。     

参量激励过程中三波耦合的一般色散关系(Ⅱ)一般色散关系以及泵场阈值和增长率

本文讨论了各向同性的均匀有耗电离层背景下激励参量不稳定性的三波耦合过程．首先推导有耗情况下参量激励过程中的一般色散关系,然后针对文献得出的两种频率和波矢匹配条件计算激励参量不稳定性所需要的泵波阈值场强和受激励的等离子体波的增长率．结果表明,过密加热时泵场阈值与电子碰撞频率和离子碰撞频率的乘积成正比,不同于以前的一些理论模型得到的泵场阈值与碰撞频率的一次方成正比的结论;欠密加热比过密加热需要能量更高的高频泵波来激励参量不稳定性．     

剪切载荷下航空发动机螺栓松动行为及其临界值的数值模拟研究

为研究剪切载荷下螺栓连接结构松动行为,首先建立了多种螺栓连接结构精细有限元模型,进行了全六面体网格划分,并运用Yamamoto方法和Spowith方法验证了模型的有效性,然后通过多种模型仿真对比,分阶段首次研究了不同影响因素下塑性松动期、旋转松动期内以及整个松动期内的螺栓松动行为及其重要临界值.结果表明:剪切载荷下螺栓...