飞行器姿态角解算的全角度双欧法

为了实现飞行器超机动飞行情况下姿态角的连续解算,将传统双欧法进行了改进.通过引入判别函数使得数值模拟过程中正反欧拉角能一一对应,克服了欧拉方程的奇异性,消除了传统双欧法须限定俯仰为 的限制,从而将正反欧拉角取值范围扩展到了全角度,实现了飞行器的任意姿态角连续解算.采用改进的双欧法数值模拟了飞机斤斗飞行动作,时间积分采用了变步长龙格库塔方法,结果表明该方法简单有效,能得到连续的高精度解.      

二氧化碳在RP-3航空燃油中扩散系数实验

基于压力降落法原理,搭建扩散系数测试实验装置,测试了29815K时CO2在水中的扩散系数并与文献值比较,验证了实验系统的可靠性。实验测定了密闭容器中28315～33315K时CO2 RP 3燃油体系中的压力随时间的变化值。实验测量曲线与数值拟合曲线完全稳合,计算得出不同温度下气体在燃油中的扩散系数值为10-8m2/s数量级。由实验结果可知:气体扩散系数与温度之间符合化学反应阿伦尼乌斯定律,由此根据已有扩散系数值可建立CO2在RP 3燃油中扩散系数预测模型。采用25315、26315K和27315K时3组实验数据来验证模型的准确性,结果显示实验数据符合预测模型方程,模型具有一定的外延性。      

15%SiC_P/8009铝基复合材料热压缩流变应力行为

采用Gleeble-3500热模拟试验机对15%Si CP/8009铝基复合材料在温度为400~550℃和应变速率为0.001~1 s~(-1)条件下的热变形流变行为进行研究。结果表明:流变应力在开始阶段随应变的增加而增大,出现峰值后逐渐趋于平稳;流变应力随温度的升高而降低,随应变速率的增大而升高,呈现出正应变速率敏感性;流变应力行为可以用双曲正弦模型来描述,其热变形激活能为488.3853 k J/mol,应力指数为7.19022。     

基于潜在冲突的交叉点航路构型研究

航路交叉点的承载能力是决定航路容量的关键因素,而研究交叉点的潜在冲突与航路构型是提高交叉点容量的有效方法.首先根据国内现有几大主要航路构型的运行现状,提出构型存在的主要问题并加以总结.然后建立基于影响航段的交叉航路冲突模型,分别讨论了航路交角、航班流率、安全间隔3方面对平均冲突数的影响.最后比较分流法和降维法两种扩容方法,通过容量模型和数值分析计算,把三维交叉航路降为二维简单交叉航路,把"米"字型航路改为"井"字型航路,验证了降维法更具有可行性.研究表明,"井"字型航路可以增大航路网的现有容量,是提高空域利用率和运行效率的有效方法.     

考虑多禁止指向区域的航天器反步姿态机动控制

针对规避多个禁止指向区域的航天器姿态机动控制问题,本文在利用势函数法构造约束条件的基础上设计了一种基于反步法的航天器姿态机动控制律。首先,构造了一种通用的基于误差四元数的航天器锥形禁止指向姿态集描述,并将其转化为凸约束集形式。其次,基于该凸约束集,提出了一种物理意义明确的新型凸势函数构造方法,且该势函数仅存在唯一全局最小值,避免了传统势函数的局部极小值问题。进一步地,考虑多个禁止指向区域,设计了一种基于反步法的航天器姿态机动控制律。最后,通过典型数值仿真算例表明了本文所提出控制算法的有效性和优越性。     

基于多自由度飞机模型的机场道面平整度评价方法

从三自由度飞机模型出发,提出了新的机场道面平整度评价理论,以不同平整度等级的3条测线的道面高程作为输入,在Matlab/Simulink环境中对飞机的三自由度振动方程进行求解,得到飞机机身的3个振动响应量:纵向俯仰角φ、横向滚转角θ及质心处竖向位移。在此基础上计算出道面整机平整度指数(Full aircraft roughness index,FARI)沿跑道纵向的分布曲线;同时计算出相同道面的国际平整度指数(International roughness index,IRI)。分别将FARI,IRI与在相应道面上滑行的飞机加权加速度均方根值进行了相关性分析,相关系数分别为0.980 6和0.886 9。结果表明整机平整度指数FARI更能够客观反应飞机所有机轮覆盖范围内道面起伏情况对飞机滑行过程中颠簸量的影响效果,更适合于机场道面平整度的评价。     

一类求解Hamilton-Jacobi方程的交错网格差分格式

Ｈａｍｉｌｔｏｎ－Ｊａｃｏｂｉ方程在控制论和微分对策中有广泛的应用,由于其表达形式与双曲守恒律方程极为相近,这有利于借助于求解双曲守恒律方程的差分格式来构造求解Ｈａｍｉｌｔｏｎ－Ｊａｃｏｂｉ方程的差分格式。文中将Ｈａｍｉｌｔｏｎ－Ｊａｃｏｂｉ方程变化为双曲守恒律方程,利用求解双曲守恒律方程的交错网格的Ｇａｕｓｓ型差分格式,构造了一类求解Ｈａｍｉｌｔｏｎ－Ｊａｃｏｂｉ方程的交错网格的Ｇａｕｓｓ型差分     

后台阶流中自由旋涡的稳定性

最近的实验表明用侧壁小孔抽吸可在后台阶流中捕捉到静止的分离旋涡。笔者将用理论证明,二维后台阶流中存在自由旋涡的驻定态位置,并且有中性的驻定态稳定性。还进一步证明,用侧壁小孔抽吸,可使自由涡达到真正的驻定态稳定     

Influence of shock attenuation on tailored operation in free piston shock tunnels

The free piston shock tunnel is a type of shock tunnel with high performance. For this type of tunnel, the influence mechanism of shock wave attenuation on tailored operation is explored by numerical simulation and theoretical analysis. By introducing the normalized velocity, the simple constraint equation for shock wave under the tailored operation is deduced. Moreover, the real gas effect is also taken into account in this equation. Based on the equation, the tailored operation of shock tunnels can be predicted with very few calculations. The present study shows that the change rate of the thermodynamic state of the gas behind the shock wave is inconsistent with the attenuation rate of the shock wave, which is the fundamental reason why the wind tunnel achieves tailored operation at a lower Mach number of shock waves. This lower Mach number of shock waves differs from the corresponding ideal value by a factor, which is about the square root of shock attenuation rate.     

三角形突起物后自由旋涡的稳定性

用不可压位流理论证明了三角形突起物后存在自由旋涡的驻定态位置 ,且在该处稳定的自由旋涡是中性稳定态。并提供了各种形状的三角形突起物所对应的自由旋涡驻定态位置。而在实验条件下 ,需用侧壁抽吸 ,才能捕捉到稳定的旋涡