空间飞行器近尾区内场的塌缩和密度空洞的形成

利用数值模拟计算的方法，研究了运行飞行器与周围等离子体，在近尾区内非稳态非线性相互作用问题，得到了场和密度扰动的分布。结果显示，由于场的塌缩效应，在飞行器的近尾区，形成了可以被探测到的密度空洞和电磁孤波，通过对这种密度空洞和电磁孤波的探测，可以跟踪探测具有陷身特性的飞行器的轨迹。     

模态价值分析在航天器模型降阶中的应用研究

模态价值分析 (ModalCostAnalysis ,简称MCA)是一种重要的模型降阶方法 ,它不仅反映了系统本身的力学特性 ,而且综合考虑了系统的可观性和可控性。文章首先给出了MCA的一般理论形式 ;然后重点推导了MCA应用于中心刚体加柔性附件类航天器动力学模型降阶的工程应用模型 ;最后通过详尽的应用算例 ,说明MCA应用于柔性航天器模型降阶的有效性。     

浮升一体化飞艇高升阻比新型布局研究

高升阻比设计是浮升一体化飞艇研制中亟待解决的关键难题,艇身是决定全艇升阻比高低的关键部件。针对飞艇高升阻比布局设计的难度及复杂约束性要求,有效结合艇身精细化气动设计、流动控制和升力体理念,引入高精度气动数值模拟等多种手段,探讨构建中央翼+边条耦合、中央翼+端板融合等多种艇身新布局形式,揭示关键几何参数表征与高升阻比特性的影响关系,获得具有高升阻比特征的浮升一体化飞艇艇身新型布局形式。结果表明：与传统混合飞艇艇身构型相比,在保证艇身体积不变和艇身宽度适当控制的前提条件下,中央翼+边条增升耦合艇身构型可提高最大升阻比约77% 以上;中央翼+端板式融合艇身构型可实现最大升阻比值由2.13 提高到3.95 以上,至少提高了85.4%。     

用红外热图技术进行升力体模型气动热特性试验研究

本文在介绍模型表面热流测量方法的基础上,重点介绍了红外热图技术测量的优点,并对红外测温原理、高超声速低密度风洞、红外热像仪、试验模型、数据处理方法等进行了叙述.在M∞＝16,P0＝1500kPa,T0＝923K,α＝0°、30°迎角的试验条件下,获得了半球圆柱模型、升力体模型表面对流换热系数分布,并把半球圆柱模型的红外测热结果与Lees分布结果进行了分析比较,结果表明当40°＜θ＜80°时,半球圆柱模型红外测热结果与Lees分布结果符合得比较好.最后对对流换热系数测量不确定度进行了初步分析.升力体模型对流换热系数测量不确定度大致为15%左右.     

汽车车身局部复杂曲面造型的计算方法

本文结合汽车车身复杂外形设计的实际，运用重节点型B样条曲线曲面理论，研究了汽车车身局部复杂曲面的造型方法，阐述了汽车车身局部复杂曲面造型的具体计算方法，为汽车车身复杂曲面的处理提供了一种有效的手段。     

轴对称旋成体流动结构的数值研究

利用N-S方程模拟了旋成体的绕流过程。旋成体流场由不同层次的涡结构组成,包括主涡、二次涡t、ertiary涡、螺旋涡、羊角涡、U型马蹄涡。文中清晰地展示了这些结构,简要分析了各类结构的特性和功能,强调了亚结构和三维结构在流态发展与流场演变中的作用。     

基于FPGA 的步进电机细分控制研究

为了解决所选步进电机固有步距角过大而无法满足系统高精度微位移控制要求的问题,以细分控制原理为理论依据,设计了1种基于现场可编程门阵列（Field Programmable Gate Array , FPGA）的单极性细分驱动电路。该电路具有绕组断线检测功能,可在电机转速为2 rad/s的前提下实现16或者更高程度的细分控制。在电路的调试过程中,针对绕组互感问题进行了研究,在很大程度上降低了绕组互感对细分控制精度的影响。试验结果表明：所设计的基于FPGA的细分驱动电路控制精度满足使用要求。     

考虑约束的机载导弹导轨发射数值模拟

采用计算流体动力学和刚体动力学模型耦合求解的方法,对导轨发射的机载导弹分离过程进行了模拟,导弹运动过程包含了双(多)吊挂约束、单吊挂约束和自由运动三个阶段,为了模拟单吊挂约束状态下导弹的运动,在刚体六自由度运动方程基础上,发展了约束形式的刚体动力学模型,通过计算刚体自由转动(欧拉陀螺)和旋转刚体的进动(拉格朗日陀螺)两个算例,得到与理论解吻合的计算结果,验证了运动模型的正确性。在此基础上,对某机载导弹的发射过程进行了数值模拟,模拟中根据后挂点所处不同位置分别采用直线运动、单铰链约束和六自由度运动模型。通过数值仿真,获取了发射过程的运动轨迹和姿态变化,结果表明中等攻角下翼吊导弹受到横向洗流的作用,产生较大的侧向力和偏航力矩,导致导弹发生横滚产生弹架干涉。单吊挂约束下导弹俯仰运动受到法向气动力、重力以及法向过载的作用,严苛条件下可能引起弹架干涉。     

人体代谢耗氧模拟方法研究

利用沸石分子筛对氧气和氮气选择性吸附的特性,提出了分子筛吸附-解吸模拟密封舱内人体消耗氧气的方法,研制了能够模拟5人耗氧量的试验装置,并对装置的富氧气体氧浓度、密封舱内气体成分吸附情况、耗氧模拟精度及补氮气功能等进行了测试和分析,经环控生保系统集成性能试验的使用考核,装置出口富氧气体氧浓度可达93%以上,耗氧模拟精度优于5%,基本不消耗密封舱内的其它气体成分,能够较好地模拟人体对氧气的消耗。结果表明:分子筛耗氧模拟方法精度高,对密封舱内气体成分影响小,装置工作稳定性好,适用于长期载人航天任务中密封舱环境参数控制能力的研究。     

翼身融合无人机外形优化设计研究

翼身融合布局无人机具有较好的升阻特性和隐身特性,拥有广泛的应用前景。为了提高无人机的续航能力,兼顾翼身融合无人机的气动特性和结构重量要求,选择无人机升阻比与全机面积作为优化目标,应用多目标优化方法研究翼身融合无人机的外形设计,提出一种针对翼身融合无人机的外形参数化优化设计方法,并进行实例验证。结果表明:外形优化可以提高无人机升阻比、减轻结构重量,从而获得合理的翼身融合无人机设计方案。