喷雾特性对液体火箭发动机燃烧稳定性的影响

用数值方法研究了一甲基肼／四氧化二氮自燃推进剂（ＭＭＨ／ＮＴＯ）喷雾液滴直径对火箭发动机燃烧稳定性的影响。从喷雾特性对蒸发速率的影响规律出发,发展了喷雾液滴大小影响蒸发速率的物理模型。以蒸发作为燃烧速率控制过程,由ＭＭＨ的分解蒸发速率来控制。用蒸发和分解的时滞分析了燃烧不稳定性,应用ＣＦＤ技术发展了评定燃烧稳定性的脉冲枪模型,得到了对燃烧振荡的敏感分析,并给出了燃烧稳定性的极限图。     

姿控发动机高空羽流撞击效应的DSMC方法研究

分析了姿控发动机高空羽流撞击效应的特点,应用ＤＳＭＣ方法数值求解了由于高空羽流撞击流场中的表面而产生的力及热效应,并与工程估算方法进行了比较。结果表明：ＤＳＭＣ方法能够精确描述羽流撞击表面所产生的力及热效应,工程估算方法的应用则具有较大的局限性。     

低空突防路径规划方法综述

分析了低空突防路径规划应满足的条件和特点，阐述了目前国内外正在应用和研究的几种路径规划方法；最速下降法，动态规划法，专家系统法和遗传算法等的研究现状和发展方向，最后对飞行器低空突防路径规划技术进行了简要的总结。     

续航型无人机动力学设计特点分析

针对续航型无人机的任务需求和总体特点，从稳定性、指令跟踪精度、大气紊流及其它扰动抑制能力等方面，仔细分析了纵向和横侧动力学设计容易出现的问题，其中包括沉浮模态频率较大而阻尼比可能不足、高度控制器设计模型的近似要求、在反操纵区因为轨迹稳定丧失和非最小相位零点的存在导致基于俯仰角调节系统方案的不合适性、螺旋镇定和偏航姿态控制系统振荡及其非最小相位特性等；并提供了相应的解决方案，其中特别强调面向任务和动力学机理分析，以尽量获得简单而实用的方案。     

多传感器数据融合中的数据配准研究

数据配准是多传感器数据融合的先期处理过程。本文在研究了传统的最小二乘算法的基础上，提出了基于三维坐标系中的极大似然配准算法，解决了最小二乘配准算法对于传感器相距较远时无法解决的问题。最后通过计算机仿真证明了此算法的有效性。     

某型发动机起动试验点火特性分析

发动机点火特性是其在极限高度与极限边界成功起动的重要影响因素.本文利用某型涡扇发动机高空模拟试车台的试验结果,选取其中3次左边界起动试验的数据,着重对该发动机的风车起动点火特性进行了分析.     

基于亚燃的高超声速冲压发动机内流道研究

为了研究亚燃冲压发动机在高超声速条件下工作的性能,采用总体性能计算方法和流体力学仿真对基于突扩燃烧的高马赫数亚燃冲压发动机内流通道进行匹配设计研究,得到了其速度特性和调节特性。结果表明,设计出的亚燃冲压发动机在高超声速范围内性能良好,能够正常工作。在接力点处,马赫数Ma=3.5,高度H=12km,得到最大推力系数为0.649,此时比冲为13 801.2N·s/kg;在巡航点处,Ma=5.0,H=21km,发动机余气系数α=1.8时,得到推力系数为0.370,此时最大比冲为12 574.0N·s/kg。研究认为,最大飞行马赫数为5~6的高超声速冲压发动机采用亚燃是可行的。     

高超声速滑翔飞行峰点高度确定方法

针对快速准确获取高超声速滑翔峰点高度的问题,提出了一种在给定初始速度大小的情况下峰点高度计算的迭代算法.考虑将动压和过载约束条件统一到热流率约束条件上,首先在常数速度条件下估算了峰点高度,然后依据峰点高度容许误差迭代计算了峰点高度的修正值,最后通过算例进行了验证.仿真结果表明,该算法计算速度快、精度高,具有同时处理三种约束条件的通用性.     

微波电离型原子氧源的降能和中性化系统

在把微波电子回旋共振技术应用到离子源中,获得了１０＾１５个原子／（ｃｍ＾３．ｓ）束流的基础上,采用了结构新的降能和中性化系统,把高能氧离子转变为低能氧原子;成功地研制出了一种新颖的原子氧环境效应地面模拟试验装置。由该装置获得的粒子在能量和类型方面均与低地球轨道环境相一致,从而实现了对低地球轨道环境的真实模拟。     

一类需求不确定闭环物流系统的模糊规划模型与仿真

考虑了一类需求不确定闭环物流系统的运作过程。该系统由多个供应商、多个制造商、多个分销商和多个顾客组成,并且顾客的需求是不确定的。基于早期的研究结果,考虑正向物流和逆向物流的集成运作,采用模糊集描述需求的不确定性,建立了该系统的模糊规划模型并进行了仿真。仿真结果表明,虽然需求的波动会使系统的总成本较需求确定时的值有不同程度的增加,但决策者仍可以根据顾客需求的不确定性程度做出最佳决策方案。