飞行器级间段跨声速脉动压力特性试验

通过脉动压力风洞试验测量，对比分析了跨声速（马赫数介于0.75~1.2）不同锥角和锥长大小的级间段对锥柱外形飞行器局部脉动压力的影响规律。结果表明，肩部脉动压力主要由以低频为主导的激波振荡所致，能量集中在100 Hz左右的窄带区间，且表现为随着马赫数增加，脉动压力系数峰值先增大后减小，并随着肩部激波的后移而不断向后推移。此外，通过对比分析5种不同锥角模型（10°、12.7°、15.3°、20°、25°）的脉动压力系数最大值发现，随着锥角的增加，脉动压力表现出当锥角小于15°时先平缓增加，随着锥角增大脉动压力系数增加幅度进一步加大的趋势。对比分析不同锥长模型的结果发现，锥长对局部脉动压力的最大峰值几乎没有影响，影响的只是脉动压力在肩部作用区域的大小以及峰值出现的马赫数范围，且表现为锥柱级间段越长其作用范围越大，对应于峰值的马赫数区间越宽。     

一种运载火箭时变结构模态参数辨识的确定性演化方法

针对运载火箭的时变结构模态参数辨识问题进行研究，基于时变自回归滑动平均(TARMA)模型，提出一种时变结构模态参数辨识的确定性演化方法。该方法利用小波基函数的良好局部函数拟合能力，将墨西哥帽小波函数作为TARMA模型时变系数的空间基底，构建了基于小波函数的泛函序列时变自回归滑动平均(FS-TARMA)模型，并发展了两步最小二乘估计方法，实现了时变系数的解耦估计。通过有限单元法，建立了阿里安V号芯级运载火箭时变有限元模型，对所提辨识方法进行了验证，结果表明：墨西哥帽小波基FS-TARMA方法能够有效地辨识系统的时变模态参数；与传统傅里叶基FS-TARMA方法相比，具有更好的辨识精度，并且能够准确地反映出模态局部细节特征。     

采用MSCMG群的卫星平台敏捷机动控制地面闭环试验验证

针对新型惯性执行机构磁悬浮控制力矩陀螺(Magnetically suspended control moment gyro, MSCMG),基于金字塔构型开展卫星平台敏捷机动控制地面闭环试验研究,以验证MSCMG的姿态控制性能。首先基于MSCMG搭建卫星平台控制地面试验系统,建立数学模型;接着针对气浮台外界扰动抑制及大角度敏捷机动控制问题,基于变参数滑模控制设计姿态控制算法,采用鲁棒伪逆方法进行MSCMG群框架角速度分配;并针对MSCMG的特性对框架角速度和角加速度进行了限幅,开展闭环控制试验研究。试验结果表明,采用MSCMG进行气浮台姿态稳定控制实验,可以实现姿态稳定度优于5×10~(-4)(°)/s,且在实现30°/15 s的机动指标时,MSCMG框架角速度具有良好的跟踪性能,且磁悬浮转子在输出大力矩时仍然保持稳定悬浮,具有较强的鲁棒性。通过地面闭环试验验证了MSCMG作为姿控执行机构的优异性能,为其未来进一步应用研究奠定基础。     

Hypersonic vehicle aerodynamic design using modified sequential approximate optimization

Hypersonic vehicles are receiving increased attention within the aerospace community due to their high cruise speed and long-range capabilities. In this paper, a modified Sequential Approximate Optimization method is proposed for an optimized aerodynamic design of a hypersonic vehicle. As part of this approach, a constrained experimental design method is developed to handle the constraints more efficiently. A radial basis function is used to surrogate time-consuming CFD analysis. An efficient and more robust numerical mesh morphing scheme for the hypersonic vehicle is developed for the generation of high-quality meshes. Within this paper, a novel adaptive infilling strategy is proposed which uses an inaccurate search technique coupled with an elite archive. This allows the location of a more promising sample region and hence improves the surrogate accuracy, thereby further enhancing the optimization efficiency. A hypersonic vehicle aerodynamic design problem is solved using the proposed approach and satisfactory results are obtained at much lower computational costs. The lift-to-drag ratio is increased by 23.8% when compared with the base configuration while also satisfying the volume and lift constraints. The pressure and Mach contours have been compared with those of the base configuration and the results demonstrate the strength of the optimized configuration. The modified sequential approximate optimization for designing an improved hypersonic vehicle is worth referencing in future work.     

人机标准陆空通话系统

陆空通话是航指挥的基本功，它为航管人员与飞行员信息勾通架起一座桥梁。本文介绍利用计算机多媒体技术开发的人机标准陆空通话自学习系统，它可以根据学员自身的学习效果，控制学习进度。该系统可以有效地促进、提高学员的听说能力。     

半自动担架车的运动仿真

在讨论半自动担架车工作原理的基础上，应用运动学原理将担架车整个运动过程进行了分析。应用矩阵理论对担架车任意位置的13个关键点进行运动求解和运动仿真。     

气垫支承特性分析

运用气垫支承技术进行重物运输是一种新型的物料搬运方法，它具有摩擦力小，机动灵活的优点，尤其适用于大型，精密装置的搬运，气垫支承技术的关键部件是柔性气垫单元，它在工作中的受力，变形是比较复杂的，本文采用联立求解雷诺方程和弹性元件变形方程的方法，对柔性气垫单元的受力，压力分布，变形及应力进行了计算，计算结果与实测数据基本一致，最后，讨论了结构参数对气垫性能的影响，可以作为气垫单元结构设计的参考。     

空天机复合循环推进技术新概念研究——液化空气循环在其中的应用

研究了空天机复合循环推进技术中的一个新概念——以液化空气循环为基础的SERJ组合发动机性能。计算了空气液化后分离为液氧和液氮后组合发动机在不同高度、不同飞行马赫数下的性能曲线,并考虑了液化空气量对组合发动机性能的影响。对计算结果的分析表明,液化空气循环虽然使组合发动机推力下降,但能使比冲有较大幅度的上升;液化空气量过大与过小均不利于进一步提高比冲性能,而是存在一个最佳值。     

空调换热翅片挠流窗的成形工艺及模具设计

简要介绍翅片挠流窗的作用,几种常用的挠流窗形式,成形工艺分析,以及相应的模具设计实例。     

管制员个性特征的调查研究

采用卡特尔16PF人格因素量表,对华北空中交通管制员实施问卷调查。在分析、研究的基础上提出培养、提高管制员能力素质的建议,为进一步选拔和优化管制员队伍提供依据。