半个太阳活动周期内我国中纬地区上空电离层等效板厚的变化特征

本文用新乡(电离层400km对下点是:32.4°N,115.6°E)、重庆(电离层400km对下点是:27.2°N,108.7°E)接收日本同步卫星ETS-Ⅱ的信标资料,研究了我国中纬地区上空半个太阳活动周期内(1981—1985)电离层等效板厚的变化特征,得到了等效板厚日变化、季变化的二维和三维等值图。由付里叶分析和回归方法得出等效板厚日变化各谐波分量与太阳黑子数12个月滑动平均值之间存在弱的线性关系。同时指出在等效板厚日变化中,于当地时0400—0700LT存在一明显的黎明峰。并对出现这种峰的原因作了讨论。     

可重复使用飞行器再入姿态的区间二型自适应模糊滑模控制设计

针对具有强非线性、多变量耦合特性的可重复使用飞行器（RLV）,同时考虑模型参数不确定性和外界干扰对飞行器再入姿态跟踪的影响,提出了一种基于区间二型自适应模糊滑模的姿态控制方法。首先,建立飞行器再入动态模型,并基于反步思想将控制模型转化为姿态角和角速率相关子系统。其次,将模型参数不确定性和外界干扰视作子系统非线性项的一部分。再次,采用区间二型模糊系统逼近子系统非线性项,并结合自适应技术和滑模控制方法分别设计虚拟控制量和实际控制量。此外,引入一阶低通滤波器用以处理子系统虚拟控制律。通过Lyapunov方法的分析证明了闭环控制系统的稳定性,且飞行器姿态跟踪误差可收敛于原点附近的小邻域。最后,利用飞行器的数值仿真验证了所设计控制方法能有效跟踪飞行器参考指令,且对外界干扰有较强的鲁棒性。      

超燃冲压发动机壁板振动对燃烧室性能的影响

为了研究超燃冲压发动机壁板振动对燃烧室性能的影响,以改进后的JNAL模型为研究对象,分别对上游壁板和下游壁板施加强迫振动,研究振动幅值、频率、波长对燃烧效率和总压损失系数的影响。对于本文的计算模型,结果表明:(1)壁板振动对燃烧室性能产生明显的影响,提高燃烧效率的同时也提高了总压损失系数;(2)对于上游和下游壁板振动而言,振幅和波长对燃烧性能的影响规律基本相同,燃烧效率和总压损失系数随振幅的增加而增加,最大增加幅度分别达到了40.52%和55.74%,随波长的减小而增加,且波长较小时,燃烧室性能变化较敏感;(3)对于上游壁板振动而言,随频率的增加,燃烧效率和总压损失系数先略有下降,后单调增加,但是,对下游壁板振动而言,随频率的增加,燃烧效率和总压损失系数先增加后减小,且当振动频率与下游流场压力脉动的主频率接近时,壁板振动对燃烧室性能的影响达到最大,燃烧效率和总压损失系数增加的幅度分别达到了75.42%和65.68%。     

柴油机两级VNT混联系统整机效率优化

为提高柴油机的余热回收利用率,提出一种基于可变喷嘴环式涡轮VNT（variable nozzle turbine）技术的两级涡轮混联系统。该系统根据柴油机运行工况,通过控制阀门的开闭来实现混联系统中串联工作模式和并联工作模式的转换。以涡轮的有效直径为参数来表征涡轮的流通能力,利用GT-Power仿真平台研究了两种工作模式下增压涡轮和动力涡轮的流通能力对发动机功率、动力涡轮功率及涡轮增压器性能的影响规律;提出了增压涡轮、动力涡轮与发动机的匹配策略;以系统整机效率最优为目标,针对柴油机不同运行工况进行混联方式的优化控制。结果表明:针对柴油机的不同运行工况,通过两级VNT复合系统混联优化运行方案,能够有效回收柴油机废气能量,额定工况下系统整机效率提高5.1%。      

单转子轴流压气机涡动力学失稳机理研究

为了研究单转子轴流压气机的涡动力学失稳机理,采用基于Shear Stress Transport(SST)湍流模型的尺度自适应雷诺平均/大涡(RANS/LES)混合模拟的方法对低速单转子轴流压气机进行了非定常数值模拟。研究结果表明:在设计转速3kr/min条件下,叶顶泄漏涡、二次泄漏涡以及诱导涡破碎引起的叶顶区域的堵塞是触发单转子轴流压气机内部流动失稳的主要因素。压气机由近堵塞工况点向小流量工况点逼近的过程中,叶顶泄漏涡轨迹与轴向的夹角由70°增加到76°,二次泄漏涡起始点位置前移加速叶顶泄漏涡向转子前缘移动。近失速工况点叶顶泄漏涡的轴向动量与主流的轴向动量之间存在一种平衡,叶顶泄漏涡稳定在转子前缘。压气机进一步节流主流的轴向动量减小,对叶顶泄漏涡轴向动量的抑制能力减弱,叶顶泄漏涡的位置不再稳定,诱发尖脉冲型失速先兆。     

非壅塞火箭冲压发动机补燃室两相流数值模拟

采用颗粒轨道模型进行了非壅塞火箭冲压发动机补燃室两相流的数值模拟,其中铝颗粒的燃烧模型采用的是Davis扩散控制燃速的燃烧模型,建立了发动机补然室简单反应流模型,并在该模型下对某实验发动机进行了模拟,得出颗粒在补燃室内的分布,结果表明:与颗粒确定轨道模型相比,颗粒随机轨道模型更加适合模拟冲压发动机中的两相流动,并且颗粒的初始直径对颗粒燃烧效率有很大的影响。     

用RTR技术研究固体火箭发动机燃烧室中粒子运动轨迹：（I）可行性分析…

综述了固体火箭发动机二相流研究的现状及发展趋势，介绍了Ｘ射线高速实时荧屏分析（ＲＴＲ）技术的测量原理，对ＲＴＲ技术应用于测量固体火箭发动机燃烧室中凝相颗粒的运动轨迹的可行性作了探讨。探索表明：ＲＴＲ技术应用于测量固体火箭发动机燃烧室中凝相颗粒的运动轨迹是可行的，但对凝相粒子材料的选择及适当的图像处理技术是其成功与否的关键。     

1,5-二氨基四唑含能配合物的制备、表征及其催化性能研究

合成出2种以1,5-二氨基四唑(DAT)为配体,苦味酸根为外界,钴和铜为中心离子的含能配合物,并对其结构进行了表征.运用示差扫描热分析(DSC)方法,就目标化合物对高氯酸铵(AP)、奥克托金(HMX)和六硝基六氮杂异伍兹烷(HNIW)热分解的影响进行了研究.利用电荷耦合器件(CCD)燃速测定系统,研究了目标化合物对缩水...     

非凸二次约束下航天器姿态机动路径迭代规划方法

针对复杂约束下航天器姿态机动路径规划问题,首先描述和分析了航天器姿态机动过程中面临的动力学和运动学约束、有界约束、姿态指向约束,把姿态指向约束利用非凸二次型进行表述;其次从能量最优角度出发,将该约束机动问题归纳为非凸二次约束二次规划问题;然后引入线性松弛技术,将该问题转化成双线性规划问题,求出其中一个变量的凸包络和凹包络,降低求解复杂度,从而求出原问题的一个线性松弛。同时为了提高求解精度,提出一种基于评价函数的迭代规划算法,利用线性松弛求出的解作为初值,通过评价函数进行迭代规划,最终求出原问题的最优解。仿真结果表明该方法不仅可以满足复杂的姿态约束,得到全局姿态优化路径,而且能够降低能量消耗。     

高度-速度剖面内再入轨迹快速规划

提出一种升力式再入航天器进入稠密大气后的轨迹规划方法。在预先设定攻角剖面的前提下,利用路径约束(驻点热流、动压和过载)在高度-速度(H-V)剖面内直接获得轨迹下边界;利用终端约束确定以轨迹下边界为基准的高度增量,进而通过下边界与高度增量的加和形成满足要求的再入轨迹。其中,增量的形式选取为分段二次型函数,其大小可通过割线法快速获得。倾斜角大小可根据纵向动力学方程反解得到,其方向依据航向误差角走廊确定。通过对典型工况的仿真,结果表明所提方法能够快速规划出再入轨迹,且适应性好。