高超声速飞行器逆向射流与层板发汗组合热防护的攻角特性分析（英文）

目的:采用层板发汗技术改善高超声速飞行器在攻角飞行时迎风面逆向射流的热防护性能。创新点:1.提出逆向射流与层板发汗组合热防护方案用于高超声速飞行器的热防护;2.采用层板发汗技术改进高超声速飞行器在大攻角飞行时热防护失效的不足。方法:1.设计逆向射流与层板发汗组合热防护钝头体模型(图1);2.通过数值计算方法对比逆向射流与层板发汗组合热防护在不同攻角飞行时的流场结构和激波特性(图6～8);3.通过数值计算方法获得逆向射流与层板发汗的组合热防护特性(图9～12)。结论:1.在攻角飞行时,来流与射流方向发生偏离,且迎风面的再压缩激波增强;2.随着攻角的增加,迎风面受热加剧,且当攻角增加到一定程度时,逆向射流热防护失效;3.采用组合热防护系统时,发汗流的引入可以改善再附区近壁面区域的热环境,从而减少壁面的热流。     

面向控制的空天飞行器低速段动力学建模及性能折衷分析（英文）

目的:水平起降空天飞行器需兼顾高速巡航和低速起降性能。本文旨在构建一种面向控制的空天飞行器低速段动力学建模与迭代分析流程,探究质心位置对空天飞行器稳定性及控制性能的影响,并在保证空天飞行器水平起降能力的约束下,迭代获得合理的飞行器质心位置。创新点:1.结合几何外形参数化方法、势流理论和0维混合排气涡扇发动机建模方法实现空天飞行器低速段气动/推进性能数据的快速获取;2.基于所获得的气动/推进性能数据,开展代理建模研究,获得适用于性能分析及控制器设计需要的气动力/力矩系数代理模型;3.基于可变质心的气动力/力矩系数代理模型进行空天飞行器水平起降性能分析及质心位置迭代设计。方法:1.通过形状/类型函数法建立空天飞行器几何参数化模型;2.基于势流理论和0维涡扇发动机理论快速获取空天飞行器低速段气动/推进性能数据;3.通过代理模型技术,获得不同质心位置下的飞行器气动力/力矩系数拟合表达式,并基于该表达式确定符合水平起降约束的质心位置。结论:1.空天飞行器研究中,需综合考虑高低速性能,并协调水平起降、稳定性和控制性能等多方面指标;2.本文所提出的空天飞行器概念方案,满足抬头、触地约束的质心范围在距机头65%机身长度处;3.本文所提出的面向控制建模与性能分析流程可以满足空天飞行器概念方案阶段数据快速获取、方案快速迭代优化的要求。     

后掠角及反角可控的吻切锥乘波体设计方法（英文）

目的:在飞行器设计中,后掠角及反角会对飞行器的升阻比及横向静稳定性带来影响。本文基于吻切锥乘波体设计方法,将后掠角及反角引入到乘波体的设计过程中,以期实现吻切锥乘波体后掠角及反角的可控设计。创新点:1.通过理论推导建立后掠角及反角与吻切锥乘波体设计中前缘线在水平面投影型线以及激波底部型线的关系;2.通过数值计算,研究后掠角及反角研究对吻切锥乘波体升阻比及横向静稳定性的影响。方法:1.引入基于水平投影型线的吻切锥乘波体设计方法,给出一种前缘点求解方案(图2和4);2.通过理论推导,构建设计参数(后掠角与反角)与乘波体设计输入型线的关系(公式(10)和(11));3.通过数值模拟,验证设计方法的可行性和有效性(图14和15),以及分析非设计点和设计点下后掠角及反角对乘波体升阻比及横向静稳定性的影响(图17～19,21～23)。结论:1.考虑到最大升阻比,后掠角仅在亚音速和跨/超音速时对升阻比起作用,在高超音速时其影响几乎可以忽略;2.在高超音速时,反角会对升阻比产生影响;3.对于乘波器的设计,考虑横向静稳定性时,反角比后掠角更重要;4.下反角有利于横向静稳定性。     

高超声速激波/湍流边界层干扰电磁控制研究（英文）

目的:临近空间中下层巡航的新一代高超声速飞行器面临着高马赫数激波/湍流边界层干扰的问题。本文旨在探讨磁场/电弧放电耦合作用因素(焦耳热作用、放电参数、磁场强度、电弧作用流向位置和壁面距离等)对高马赫数工况下激波/湍流边界层干扰控制的影响,并提出激波/湍流边界层干扰洛伦兹力控制能力的参数表征,以揭示电磁控制的原理和能力。创新点:1.建立低磁雷诺数假设下的激波/湍流边界层干扰数值模拟方法,对高超声速激波/湍流边界层干扰进行电磁控制,总结分析控制类型与控制机理,并根据仿真结果提出最佳控制参数建议。2.建立针对激波/湍流边界层干扰的磁控能力预测参数,以指导高超声速飞行器典型激波/湍流边界层干扰的磁控设计。方法:1.建立低磁雷诺数假设下的激波/湍流边界层干扰数值模拟方法,并分别对电磁力控制边界层、激波/湍流边界层干扰和湍流边界层速度剖面进行计算,验证使用方法的可靠性和有效性。2.采用相关实验的电磁激励器的半经验模型,对二维稳态假设下的激波入射平板进行数值模拟,并研究电磁输入参数对分离区大小的影响。3.通过理论分析,建立针对激波/湍流边界层干扰的磁控评价参数,并通过不同磁控强度下的数值仿真进行验证。结论:1.四种电磁控制类型的控制机理和控制效果不同;电磁控制区位于分离泡内的等压区且距离壁面越近对减弱激波/湍流边界层干扰分离的效果越好。2.电磁控制后等压区压力梯度与外加电磁力处于同一量级且呈近似线性关系。3.本文所提出的磁控参数的物理意义更加明确,可进一步应用于对不同工况下激波/湍流边界层干扰分离控制的预测。     

高速列车头部外形多目标气动优化设计（英文）

目的:为改善高速列车明线运行时的气动性能,提出一种基于近似模型的高速列车头部外形多目标气动优化设计方法。创新点:1.建立包含转向架区域的高速列车参数化模型;2.基于近似模型并结合遗传算法,对高速列车头部外形及转向架区域进行多目标气动优化设计。方法:1.建立包含转向架区域的原始头型高速列车模型(图2和3),并基于CATIA脚本文件和MATLAB自编程序对列车头部外形进行参数化处理;2.通过最优拉丁超立方设计方法在设计空间内对优化设计变量进行采样,并采用计算流体动力学方法对样本点中新头型列车气动性能进行计算;3.基于样本点的列车头型优化设计变量及优化目标(表4),建立优化目标与设计变量之间的近似模型;4.基于近似模型和多目标遗传算法,对高速列车头部外形进行多目标优化设计,选取其中的一个优化头型与原始头型进行比较,并验证横风下优化头型的可行性。结论:1.相较于原始头型列车,无横风时,优化头型列车的整车气动阻力减小2.61%,尾车气动升力减小9.90%;2.横风下,优化头型列车的整车气动阻力减小2.98%,头车气动侧力减小0.24%;3.横风下,优化头型列车的头车气动载荷波动幅值有所减小。     

新型内转式乘波前体-进气道一体化设计方法（英文）

目的:针对高超声速飞行过程中机体前缘和进气道之间相互影响的问题,本文从头部进气的角度出发,利用内转式进气道高总压恢复系数和高压缩效率的特性,探索前体与进气道的一体化设计。创新点:1.提出一种内转式轴对称基准流场的构建方法,并设计生成内转式进气道;2.设计内转式乘波前体/进气道一体化构型,并提出将进气道进口型线划分为前体前缘型线(FCC)和进气道唇口型线(LCC)。方法:1.构建内转式轴对称基准流场(图9);2.在基准流场中生成内转式进气道并设计构造进气道外表面(图13);3.通过仿真模拟,验证所提方法及原理的正确性和有效性(图15～20)。结论:1.基于特征线理论,设计并求解内转式乘波前体/进气道轴对称基准流模型(IARFM),同时设计并生成了内转式进气道和外壁面;提出将进气道进口型线划分为前体前缘型线(FCC)和进气道唇口型线(LCC)。2.提出了内转式乘波前体/进气道(ITWF)的一体化设计方法,并通过对无粘数值模拟结果与理论设计值的比较,验证了设计方法的正确性和有效性。3.经过分析可知,激波形状和位置的数值模拟结果与基准流模型吻合较好。这些结果验证了无粘流设计条件下的一体化设计过程的正确性,且该一体化结构具有较高的总压恢复系数和气流捕获效率。     

立式螺旋管内过冷沸腾起始点实验研究（英文）

以R134a为工质,对立式螺旋管内过冷沸腾起始点进行了实验研究.实验参数范围为:压力450～850kPa,入口过冷度4. 7～15. 0℃,热流密度0. 11～8. 9 kW/m~2,质量流量218. 2 to 443. 7 kg/(m~2·s).对立式螺旋管内过冷沸腾起始点的热流密度、过热度和温度下降幅度进行了分析,研究了质量流量、系统压力、入口过冷度和螺旋管几何参数对过冷沸腾起始点的影响.实验结果表明:过冷沸腾起始点的热流密度和过热度随着质量流量和入口过冷度的增大而增大,但是随着系统压力和螺旋直径的增大而减小;螺旋节距对过冷沸腾起始点的热流密度和过热度的影响很小.基于实验数据提出了螺旋管内过冷沸腾起始点热流密度的关联式,且该关联式的预测精度较高.     

吸气式二元翼型风洞的气动设计

翼型是机翼等气动部件的二维截面,对于机翼乃至飞行器全机的气动性能都有着重要影响,所以翼型研究是先进飞行器设计的基础和重点。翼型风洞是进行翼型实验的最适用风洞,在翼型研究中发挥着不可替代的作用,但由于其专用性,目前关于翼型风洞设计的公开成果并不多见。基于翼型实验的参数要求,综合运用空气动力学知识,确定了一种吸气式二元翼型风洞的气动设计方案。设计的翼型风洞包括动力段、扩压段、实验段、收缩段和稳定段等洞体,并配有阻尼网、蜂窝器等内部整流装置。经过计算和分析,结果表明此风洞具有结构紧凑、湍流度低、能量利用率高的优势,可以较好完成翼型实验,推动飞行器技术发展。     

高速飞行器化学气相沉积ZnS窗口材料气动热和应力数值模拟研究（英文）

研究目的:基于飞行器外流场的分析,计算窗口材料的温度场和应力场。创新要点:1.通过流场分析,得到窗口处热流密度和换热系数;2.通过热-结构分析,得到窗口的温度场和应力场;3.为窗口材料的气动力和气动热的材料破坏提供理论依据。研究方法:1.计算标准大气情况下,高度为15 km、马赫数分别为3、4、5和6时飞行器的流场;2.根据流场分析得到数据,用有限元法计算红外窗口的热-结构场。重要结论:1.当马赫数为6时,材料的最大应力高于材料的强度,材料失效;2.当马赫数为3、4和5时,材料的最大温度和最大应力均低于安全值,材料符合条件。     

高超声速飞行器的地磁匹配辅助导航算法比较（英文）

目的:验证三种经典的地磁匹配辅助导航算法在临近空间高超声速飞行器导航中的适用性。探讨和比较地磁轮廓匹配(MAGCOM)、沿等值线最近点迭代(ICCP)和桑迪亚地磁辅助导航(SIMAN)算法在助推-滑翔高超声速飞行器导航中的实时性、稳定性和定位精度。创新点:比较分析助推-滑翔高超声速飞行器上的三种地磁匹配算法,并讨论其适用性。方法:1.分析地球磁场组成部分的时变特性,并选取地球主磁场作为地磁匹配辅助导航的地磁基准图。2.根据三种地磁匹配算法的原理,分别总结出三种算法的流程和步骤;根据惯性/地磁组合导航的原理,给出组合导航的状态方程和观测方程。3.根据世界地磁场模型(WMM)得出地磁基准图,并在简化的助推-滑翔飞行器弹道上对三种算法在不同的磁误差条件下进行仿真验证和比较。结论:1.在磁误差很小的情况下,SIMAN算法和MAGCOM算法的定位精度都很高;在磁误差较大的情况下,SIMAN算法的精度最高。2.SIMAN算法的稳定性最好,而MAGCOM算法的稳定性最差。3. SIMAN算法的实时性最好,而ICCP算法的实时性最差。     

带有背景波系的隔离段内激波串自激振荡的实验研究与分析（英文）

目的:隔离段内存在背景波系时,激波串在自激振荡过程中会出现三种振荡模式,并表现出非对称结构。本文旨在研究背景波系是如何引起激波串的非对称结构以及背景波系对振荡特性的影响,并探究自激振荡的扰动来源。创新点:1.从激波串结构和振荡特性两个方面揭示背景波系对激波串自激振荡的影响;2.获得引起激波串自激振荡的扰动来源。方法:1.通过实验分析,结合激波极曲线,研究背景波系引起的压力间断对激波串结构的影响;2.结合实验获得的激波串振荡特性以及数值模拟得到的壁面压力梯度,分析背景波系引起的压力梯度对自激振荡的影响;3.通过对壁面压力进行相关性分析和相位分析,获得自激振荡扰动的来源。结论:1.背景波系引起的压力间断导致了激波串的非对称结构;2.背景波系引起的壁面压力梯度影响激波串前缘的振荡范围和振荡强度;3.在带有背景波系的隔离段内,引起自激振荡的扰动来源于前缘激波产生的分离区内。     

软弯曲执行器的自适应鲁棒控制：一种基于经验非线性模型的方法（英文）

目的:为软体机器人系统提供统一且完整的动力学建模方法,并且基于建立的模型设计控制器,以实现软体机器人的精确位置控制。创新点:1.提出了一种经验非线性模型及其辨识方法,提高了气动软体机器人建模的精度;2.建立了不平衡气动比例阀的准静态流量模型,实现了气动系统的动力学建模;3.基于模型,设计了自适应鲁棒控制器,实现了软体机器人的精确位置控制。方法:1.将传统线性模型的参数设置为位置的函数,使用泰勒展开、系统滤波和最小二乘方法,实现任意阶次的经验非线性模型辨识;2.对不平衡气动比例阀进行阀芯受力分析,推导阀芯位置的准静态方程,进而推导准静态流量模型;3.通过轨迹跟踪对比实验,验证所提出的模型和控制器的有效性。结论:1.实验结果表明,仅使用滑模控制器,就可以实现较高精度的轨迹跟踪,这证明了所提建模方法的有效性;2.使用自适应鲁棒控制器,并在传统滑模控制器的基础上在线更新参数,可以有效提高轨迹跟踪精度。     

俯仰运动下等离子鞘套动态特性数值研究（英文）

目的:通过对俯仰运动情况下的钝锥体等离子鞘套进行数值模拟,揭示动态等离子鞘套的分布规律,提高数据的可靠性,为进一步研究入射电磁波与动态等离子鞘套的相互作用机理提供有力依据,并为再入飞行器黑障问题的解决和再入飞行器设计提供参考。创新点:考虑热化学非平衡效应的简化常规Burnett(SCB)方程能够更准确地描述再入飞行器等离子鞘套的动态分布规律。方法:1.提出稀薄流域稳态与动态等离子鞘套数值模拟方法;2.对不同化学反应动力学模型和热力学模型进行数值比较和验证;3.引入俯仰运动后对再入飞行器等离子鞘套的动态特性进行数值模拟。结论:1.在稀薄流条件下SCB方程模拟得到的激波更厚,对等离子鞘套的刻画更为准确精细。2.7组元Gupta化学反应模型与Park双温模型的计算结果优于其他模型。3.引入俯仰运动后,飞行器不同位置的碰撞频率等关键参数与俯仰运动的周期存在相位差;同时增强稀薄效应将减弱俯仰运动对动态等离子鞘套的扰动。     

高超声速飞行器多地磁分量辅助定位算法（英文）

目的:改善高超声速飞行器由于地磁异常信息缺失导致的地磁匹配算法发散或失配等问题。创新点:提出一种多地磁分量辅助定位(MCAL)算法,并在助推-滑翔高超声速飞行器弹道上进行仿真验证。方法:1.给出地磁主磁场模型的数学表达,分析地磁匹配系统的误差来源。2.从理想情况出发,提出一种MCAL算法,并通过2～3条地磁分量的等值线对飞行器位置进行估计。3.在助推-滑翔高超声速飞行器弹道上进行数字仿真试验,并与其他几种传统算法进行分析比较。结论:该方法相较于传统算法具有更高的定位精度。当随机误差范围为±30n T(每轴)时,MCAL算法的平均绝对纬度误差比SIMAN算法低151 m,经度误差比SIMAN算法低511 m。     

太阳系天体相对地球某点的波动式螺线运动(Ⅲ)——波动式螺线立体叠加及模拟分析

在《太阳系天体相对地球某点的波动式螺线运动(I)》和《太阳系天体相对地球某点的波动式螺线运动(II)》中,推导太阳系天体对地球某点的波动式螺线运动方程.对螺线方程进行分析,并根据傅里叶原理,将各波动方程叠加,并以太阳系天体对地球赤道某点波动式螺线运动方程为例,利用计算机模拟得到各叠加图线,以探讨太阳系天体运动对地球某点的共同影响.模拟结果表明,太阳系天体对地球赤道某点立体波动式螺线叠加后,波形与单个天体类似,仍呈周期性螺线变化,且在三个坐标平面上的投影均为周期性波动,整体传播呈现薄膜状波动面.日月叠加图线与太阳近似,五大行星叠加图线较七大行星规则,五大行星在双波动坐标轴下的波动式螺线叠加在yz平面的投影在某个阶段非常的密集,之后突然稀疏,七大行星也是,不过五大行星的密集长度比七大行星的长.日月对太阳系行星总体叠加影响不大.     

四旋翼无人飞行器串级PID控制系统研究

分析推导小型四旋翼飞行器的数学模型,选取合适的输入输出量以及状态量,运用matlab工具对飞行器在悬停点进行配平和线性化,从而得到输出对输入的传递函数,实现控制模型的简化。针对线性化后的飞行器模型传递函数,进行稳定性分析。结合经典控制理论对每一个通道进行校正,设计了串级PID控制器,并搭建matlab/simulink仿真环境对设计好的控制器进行仿真分析,完善所设计的串级PID控制器的参数。     

计算桥梁线路边线长度的通用公式

根据线路的曲率变化特点,推导一个适用于各种线形边线长度的计算公式,该公式可计算中线上任意两点左右边线的长度,简化互通立交和曲线桥梁的几何尺寸的精确推求,便于设计和施工人员掌握。     

固体火箭超燃冲压发动机燃烧室初步实验研究（英文）

目的:通过发动机直连式实验,验证燃气发生器产生的富燃燃气可以在超声速气流中二次燃烧,进而证明固体火箭超燃冲压发动机方案的可行性,并初步评估固体火箭超燃冲压发动机燃烧室的工作性能。创新点:1.提出固体火箭超燃冲压发动机构型方案,并开展固体火箭超燃冲压发动机燃烧室直连式实验研究;2.验证了固体火箭超燃冲压发动机构型可行;3.初步评估了固体火箭超燃冲压发动机燃烧室的工作性能。方法:1.通过直连式实验测定固体火箭超燃冲压发动机燃烧室的工作参数(图2、3和4);2.通过实验现象(图8)和数据处理,确定燃气发生器产生的富燃燃气可以在超声速燃烧室中燃烧,进而确定固体火箭超燃冲压发动机方案的可行性;3.初步确定发动机燃烧室的工作性能(公式(6)和(7))。结论:1.燃气发生器中产生的富燃燃气可以在超声速燃烧室中燃烧,固体火箭超燃冲压发动机构型方案可行;2.初步评估了固体火箭超燃冲压发动机燃烧室的工作性能,总压恢复系数约为0.6,燃烧效率约为90%;3.燃气发生器产生的部分一次燃气沉积于燃气发生器喉部,使燃气发生器的工作压力增加,进而引起富燃燃气质量流量的增加;4.燃烧室中的总压损失主要集中在富燃燃气入口处,总压损失主要由射流引起的激波和燃气二次燃烧引起。     

一种判断费歇尔投影式关系的新方法

在有机化学对映异构一章中,对映异构体[I]是重要的研讨内容之一。由于对映异构体的构造式相同,仅空间排布不同即构型不同,所以必须用构型式表示。而构型式若用立体模型来表示虽然比较生动、直观,但书写起来比较麻烦。因此构型式通常用费歇尔投影式(E·Fisher)来表示。但是一种构型式可以书写成几种不同的费歇尔投影式。如化合物CHFCIBr的R型可以用费歇尔投影式表示如下:     

单色器中柔性铰链压弯微调机构的力学分析

阐述了一种以柔性铰链为核心部件的压弯微调机构,应用理论力学、材料力学等传统力学方法及结合数学知识对这种压弯微调机构进行了详细的力学分析和推导。表明了压弯微调机构所受外加载荷和晶体压弯曲率半径的函数解析式,说明了晶体尺寸和压弯机构参数对晶体压弯精度的影响,且推导出的压弯晶体曲率半径函数式可以为类似的压弯机构设计提供力学基础。