基于鲁棒故障检测滤波器的传感器故障诊断

本文讨论了鲁棒故障检测滤波器在喷气式发动机传感器故障诊断中的应用。鲁棒故障检测滤波器方法使残差既有干扰解耦特性又有方向特性。该滤波器的设计结合了未知输入观测器原理与Beard故障检测滤波器原理。利用未知输入观测器产生的残差对未知输入(干扰)具有鲁棒性,而特定方向性是基于BFDF技术获得的。最后举例说明了该方法的可行性和有效性。     

有限空间轴对称射流流场的数值模拟

本文在к－ε紊流模型下，采用罚有限元法对有限空间轴对称射流流场进行数值模拟。引用罚函数优化迎风格式和退化积分，建立有限元解法的数值矩阵，在不同截面上求得工，压力和紊流参数分布，计算结果与实验数据十分接近。本文研究结果可应用于火箭发动机的喷射设计和射流量论的研究。     

跨大气层和空间区域飞行器的液体推进剂管理

根据大气层飞行环境与机动飞行特点,以及空间飞行环境与液体推进剂特点,分析了跨大气层和空间区域飞行器的保证重力场和失重状态下均无夹气液体输送、控制液体推进剂质心位移、剩余推进剂空间排放和重复使用等液体推进剂管理技术要求。阐述了相应的关键技术,如包括无夹气输送、液体质心位移控制、失重状态下的流体动力、参数确定和结构设计等管理模式确定,以及包括模型参数确定、模型、状态模拟和验证等的管理模式试验。     

受激光控制分解式固体微推力器内流动特性研究

建立了描述激光控制分解式固体微推力器内流动特性的计算模型,对激光微推力器内流动进行了数值计算,计算值与实验结果吻合较好。分析了气体粘性和压强对激光微推力器内流动特性的影响。结果表明,微推力器内流动受低压、小尺寸的综合影响,喷管喉径小于0.8 mm时,气体粘性对推力器性能影响显著增强;提高推力器内压强是减小粘性影响的一种有效手段。     

Rankine涡作用下激波变形和分叉的数值研究

数值模拟了激波和Rankine涡相互作用，重点研究了波涡相互作用引起的激波结构的变化过程。应用非结构化适应网格下的二阶精度Godunov型的PLM格式来求解Elder方程，对一平面激波与不同涡强Rankine涡相互作用下瞬态激波的运动、发展进行了研究。漩涡与激波间相对强度的大小对激波结构的影响明显，弱相互作用诱导激波变形，强相互作用诱导激波变形并产生分叉。计算结果表明，应用非结构化适应网格的PLM格式所得到的数值解较好地反映了瞬态激波结构的有关特征和信息。     

交会对接最终逼近段制导控制律设计方法研究

针对空间交会对接最终逼近阶段要求较高的控制精度以及连续控制力（转矩）难于实现等问题，文中在制导律设计方面使用了一种基于Hill方程的直线型制导及其常值推力等效实现的策略，在姿态控制方面使用补偿线性化以及PWPF调节器实现的控制方法，对于以上两种制导控制律，利用半物理仿真平台对算法的有效性和可行性给予了验证。     

智能结构及其控制系统集成优化设计

将智能结构的振动控制性能指标和集成结构的质量为目标函数，结构尺寸参数和控制系统的控制参数同时作为独立的设计变量，并施加约束条件，从而将智能结构及其控制系统集成优化设计问题转化为多目标数学规化问题，数值结果表明，利用本文方法设计出的智能结构及其控制系统，能极大地抑制系统的振动。     

宇航科学文献情报源初析

本文通过对《宇航学报》1981～1988年322篇论文中2466条参考文献的统计分析,得出以下结论,(a)宇航科学的文献情报源重在期刊类文献。(b)以《宇航学报》、《航空学报》、《AIAA,Jourual》等六种期刊类文献为重点文献。(c)中文的引文作者和论文作者相对集中。(d)期刊类文献的半衰期为8～10年。     

76°/40°双三角翼前缘涡破裂及其控制实验研究

流动显示结果表明,喷流能有效地推迟双三角翼前缘涡的破裂,且随着攻角的增大,前缘涡破裂位置逐渐推后,喷流极大地改善了大攻角情况下前缘涡的非对称破裂特性,能有效地克服可能出现的机翼的"摇滚"现象.另外,后缘喷流可以减弱乃至消除前缘涡混掺现象的发生,进而有利于飞行器的操纵.