弹道交班自适应算法研究

为实现复合制导不同制导弹道的平滑过渡,用二阶吻合法设计了一不同制导律间的指令交接导引段。建立了自适应弹道交接导引算法的模型。理论分析和仿真结果表明,该算法具较好的弹道过载平滑能力,有一定的应用价值。     

硼酸盐玻璃中稀土离子的发光研究

应用荧光光谱、红外振动光谱等研究了在可见光区发光的Ｐｒ（３＋），Ｓｍ（３＋），Ｅｕ（３＋），Ｔｂ（３＋），Ｄｙ（３＋），Ｅｒ（３＋）和Ｔｍ（３＋）等镧系稀土离子在硼酸盐玻璃中的发光行为，系统地分析了稀土离子在硼酸盐玻璃基质中的激发谱和发光谱特性。     

一种新型环氧树脂体系的固化动力学及耐热性研究

通过不同升温速率下DSC研究了E51环氧树脂与DIA芳香胺固化体系的固化工艺、固化交联反应动力学参数及树脂体系的耐热性,利用FTIR方法计算了体系的固化度。通过分析确定了树脂的固化工艺,采用Kissinger、Ozawa法计算出树脂表观活化能,其均值为87.02kJ/mol,结合Crane公式求出反应级数为0.93。采用扭辫法测得玻璃化转变温度Tg=178℃。热失重曲线表明,体系的起始分解温度为364℃。     

非硅氧化物的滤出及其机理探讨

 采用B核磁共振仪,激光拉曼光谱仪,隧道扫描显微镜及各种化学分析等方法,较系统地研究了沥滤温度、时间和酸液浓度对拉制的钠硼硅玻璃纤维纯度的影响。结果表明,高钝超细SiO_2,纤维可以用酸沥滤法获得;揭示了纤维中非硅氧化物沥出的规律;并初步探讨了沥滤机理,认为沥滤过程主要是B~(3+)和N~+与H~+发生交换扩散的过程。     

带分流叶片离心叶轮的动力分析技术

 提出一种可用于实际带分流叶片离心叶轮的动力分析技术,其特点为在叶轮的重复扇形区域中可作多部件分割。先后应用Benfield模态代入变换和群变换,导出减缩坐标下的Hermite广义质量矩阵和刚度矩阵,求解并经变换得出完整叶轮的全部模态。和其它方法对模型和实际叶轮的分析结果以及与试验结果的比较,验证了所提方法的可靠性、实用性及明显的经济效益。     

共轴式直升机旋翼气动干扰对航向操纵的影响

利用共轴式旋翼风洞实验结果，结合轻型共轴式直升机M16飞行中的现象，分析了上下旋翼气动干扰对共轴式直升机过渡飞行中航向操纵的影响。介绍了直升机由悬停转入垂直上升、平飞中加减速和转入爬升与下滑等过程中，由于上下旋翼干扰发生了变化，使直升机航向发生偏转后飞机的反应情况，以及在这种情况下应进行的相应操纵。所得结果对研究共轴式直升机的操稳特性有重要意义。     

空天飞机的边界层转捩

本文概述了边界层转捩对空天飞机性能的影响。在介绍确定边界层转捩起始点的线性稳定性理论和简单关联公式之后，又从噪声影响、头部钝头影响和钝锥飞行试验结果等几方面，讨论了线性稳定性理论的应用。接着介绍了采用转捩函数来确定转捩区的方法。从飞行试验、理论计算和风洞试验等三方面，探讨了进一步研究高超声速边界层转捩的途径。重点介绍了ＮＡＳＡＬａｎｇｌｅｙ研究中心的超声速、高超声速静风洞技术的发展。最后，对今后空天飞机边界层转捩的研究工作提出了建议。     

高超声速小钝锥尾流转捩规律与光电特性

显式有限差分方法用于求解小钝锥高超声速化学非平衡尾流的轴对称边界层方程。该方法既适用于层流也适用于湍流。应用 Goldburg 转捩准则确定转捩初始位置。详细地计算了小钝锥尺寸、飞行速度、高度对尾流转捩和光电特性的影响。从计算中得到转捩和光电特性变化的一些有用规律。对湍流亚密部分的雷达散射截面进行了规律性分析。计算结果具有实用参考价值。     

生物组织光学参数：优化散射系数（μ’s）的实时在位测定

利用了一套特殊设计光纤探头组成的稳定态光纤光谱仪测试生物组织的光学参数，从悬乳液(Intralpid)与模拟胶(Phantom)实验推导出优化散射系数(Reduced scattering coeffcient：μ’s)近红外谱测量经验公式。测量反射系数就可以计算出优化散射系数谱。计算结果用模拟胶作了验证，并对大鼠脑组织μ’s进行了实时在位测量，从而得到了一种μ’s在位测量的有效方法。     

Laminar flow control research at TsAGI: Past and present

This paper presents a brief review of activities in laminar flow control being performed at the Central Aerohydrodynamic Institute named after Prof. N.E. Zhukovsky (TsAGI). These efforts are focused on the improvement of the existing laminar flow control methods and on the development of new ones. The investigations have demonstrated the effectiveness of aircraft surface laminarization applications with the aim of friction drag reduction. The opportunity of considerable delaying of laminar-turbulent transition due to special wing profile geometry and using boundary layer suction and surface cooling has been verified at sub- and supersonic speeds through various wind tunnel testing at TsAGI and during flying laboratory experiments at the Flight Research Institute (LII). The investigations on using hybrid laminar flow control systems for friction drag reduction were also carried out. New techniques of laminar flow control were proposed, in particular, the method of local heating of the wing leading edge, boundary layer laminarization by means of receptivity control, and electrohydrodynamic methods of boundary layer stability control.