变推力液体火箭发机系统仿真软件的研究

闸明了变推力液体火箭发动机系统仿真软件设计的指导思想,介绍了软件的结构,着重叙述了典型部件的运算模块。最后,简单地介绍丁在实现该软件时的一些技术处理。     

大型挠性充液卫星的动力学模型

研究了带有多个挠性附件和液体燃料贮箱的中继卫星系统的动力学建模问题。给出了微重力下小幅线性晃动等效模型基本参数，用混合坐标法描述中继卫星系统的构形，利用虚功原理推导出的矩阵形式的中继卫星动力学模型简洁且具有一般性，适用于许多开链飞行器系统。     

超音速燃烧室燃烧效率数学模型及气流状态参数的计算

本文分析及提出了超音速燃烧冲压发动机燃烧室燃烧效率的数学模型.该模型综合了氢气喷射方式、燃烧室进口气流参数以及燃烧室结构的影响因素.用这一数学模型求解一组一元流方程.计算出通过燃烧室的气流状态参数,计算结果与试验数据对比,证明这个模型是适用的.     

基于有向图的站坪控制仿真建模技术研究

站坪控制是民航机场运营的关键和薄弱环节,也是一个非常复杂的生产调度过程.本文对站坪控制过程进行了分析,将其分解为若干种活动和事件,以及一系列相关约束条件,然后以有向图作为数学工具,建立了仿真模型,并结合面向对象技术探讨了仿真过程的实现策略.     

关于刚体转动的角速度和角加速度的讨论

在理论力学教学中，平面运动刚体的转动与基点无关的证明过于简单，本利用矢量代数的知识，证明平面运动刚体的角度与角加速度与基点的选择无关。     

突扩后突缩的三维流场计算

根据有关固体火箭发动机装药后端到喷管间的空间特征,对三维突扩后突缩内部流场计算进行了探索和研究。计算中成功地应用了SIMPLE算法解决复杂的三维流场计算问题,并在初场构成、源项离散及松弛系数的选取等方面都进行了调试改进。通过建立计算模型、划分网格、对方程及边界条件离散化和非线性处理,以及线性方程组求解等,计算得到了符合物理规律的数值解,指出了空间涡及二次涡的存在。     

细长体分离起始点的实验研究

本文实验研究了细长体模型在中等迎角下的初始分离问题。观察了不同头部形状的细长体在不同迎角下的分离流态。考察并分析了分离起始点的性质。观察到开式分离的存在,实验结果分析认为开式分离可以起始于正常点。此外,在钝头和尖头模型上都出现了螺旋点形式的头部涡。它们或是闭式分离的起始点,或是奇点型开式分离的起始点。     

超声速燃烧室凹腔火焰稳定器的数值模拟

为分析凹腔火焰稳定器在超声速燃烧室中的流动特性,运用数值模拟方法研究了凹腔对H2超声速燃烧的作用规律。通过对比分析不同凹腔长深比L/Du,后缘倾角θ,后缘深度Dd和H2喷射位置Ljet对燃烧室性能的影响,发现凹腔的火焰稳定机制主要在于富含自由基的高温回流区;L/Du=7~9,θ=30°,Du/Dd=1.0和Ljet=24mm的燃烧室强化混合燃烧的性能较好,可以获得较高的燃烧效率和总压恢复。     

基于灰色系统预测直升机航迹的研究

 反直升机智能雷对直升机航迹的预测在作战中非常重要,但在数据非常有限的情况下,准确地预测又很困难。提出了用灰色系统理论解决直升机航迹预测问题,建立了灰色系统 GM预测模型和 n次累加残差模型并对GM预测模型进行修正。在每个采样期间内,实时在线建立GM预测模型和残差模型以提高预测精度。通过实例计算能看出用较少的探测数据可以得到较高的预测精度。     

获取自由飞模型气动导数的综合飞行试验研究

过去已进行过多个机种的自由飞模型大迎角特性试验，但均为单一项目的试验，现介绍了将获取放宽静稳定度特性和气动导数两个项目综合于一个自由飞模型飞行试验项目中的情况，用脉冲升降舵激发起模型的纵向短周期运动，用参数辩识方法获取气动导数，试验结果表明这种方法是可行的，为从事本专业及相关专业的科研人员提供了参考。