新中国航空事业的先驱者——张阿舟

张阿舟先生是我国著名的航空工程专家、固体力学家、教育家. 在20世纪后半叶,尤其是在新中国工业化初期的艰苦条件下,他面向我国航空工业发展需求,攻坚克难、培养后学,取得了突出成就. 本文全面回顾张阿舟先生的学术生涯, 介绍他在飞机结构强度、结构动力学、工程动力学反问题三个领域的主要学术贡献, 归纳他的治学特点. 文中介绍了张阿舟先生的航空报国情怀,以丰富的事例说明:他在主持新中国第一架飞机静力试验研究中发挥了核心作用, 在开拓我国飞机结构静/动强度等研究领域中发挥了引领作用, 在培养航空、力学领域的优秀人才中发挥了重要指导作用.      

论粘性激波层理论的理论基础及其进一步发展

本文将Davis的量级分析方法改用匹配渐近展开方法,作为一级近似推导出了高超音速化学反应粘性激波层方程。证明了粘性激波层方程是NS方程在匹配渐近意义上的一级近似方程。进一步讨论了这一方程的基本假设条件。本文首次推导出的二级近似方程,是对Davis粘性激波层方程的修正。这种修正可以提高数值解的精度,有助于对问题获得更全面的了解,对进一步发展与完善高超音速钝头体绕流问题的数值求解方法起一定的作用。     

近空间飞行器研究发展现状及关键技术问题

本文概述了近空间飞行器的研究现状与发展趋势. 讨论了低速与高速近空间飞行器面临的基础科学与关键技术问题, 对近空间飞行器的未来发展, 也作了一些简要的讨论.     

高超声速飞行器两类典型防热材料的性能表征与评价

针对高超声速飞行器翼前缘用超高温陶瓷材料及机身大面积金属热防护结构材料在高温环境下的力学响应分析与评价方法进行了全面的回顾和总结.综述了大面积金属热防护系统在传热、静力学、热力耦合性能、疲劳性能及抗冲击性能等方面国内外的研究进展;以及超高温陶瓷材料在热冲击、增韧机制、抗氧化性能等方面评价与表征技术,并结合国内研究状况展望了今后的发展方向.      

超高温、大热流、非线性气动热环境试验模拟及测试技术研究

超高温、大热流、非线性气动热环境试验模拟技术及相应的极端高温环境力学测试技术,是高超声速飞行器防热材料和结构安全设计中事关研制成败的关键技术。本文介绍了自行研制的可实现高至210℃/s的极快非线性升温速率、能够生成高达2MW/m2的瞬态非线性热流密度、实现高达1500℃超高温氧化热环境的石英灯红外辐射式气动热环境试验模拟系统。基于这一性能优越的超高温气动热环境试验模拟系统,发展了如下超高温热环境力学测试技术:1)提出对环境光变化不敏感的主动成像数字图像相关方法,实现了C/SiC复合材料1550℃高温变形的非接触、全场光学测量;2)发展了1400℃超高温热/力联合试验环境下SiC/SiC复合材料结构的断裂特性试验测试技术。本文还简要介绍了高速巡航导弹翼面结构900℃高温热振联合试验,950℃高温非线性热环境下的蜂窝结构隔热性试验等研究内容。本文所发展的超高温气动热环境试验模拟技术和高温热环境力学测试技术,对航天航空领域高超声速飞行器的研制具有重要的军事工程应用价值。     

基于超灵敏视频引伸计的飞行器舵机连杆拉压刚度准确测量

舵机连杆拉压刚度的准确测量对于飞行器舵机的安全服役至关重要,而拉压刚度的准确测量则高度依赖于舵机连杆变形的高精度测量.传统的夹持式引伸计虽然可用于材料或结构拉压变形的精确测量,但其测量标距通常较为有限,不能满足复杂工程结构(如飞行器舵机连杆等)变形测量的实际需求.基于远心成像镜头的非接触光学视频引伸计也能满足结构变形的...     

高超音速湍流分离表面热流率的脉动特性

本文给出高超音速湍流分离不稳定特性的实验研究结果。试验条件是:自由流马赫数为 7.8,单位长度雷诺数为 3.5×10~7/米。分离流场由有限展长前向台阶产生,并用有高空间分辨率和快速响应的一列平齐安装的铂膜电阻温度计和多通道系统测量其表面热流率脉动。信号的条件采样分析结果表明:分离激波的根部由一束压缩波构成,流向展长约二分之一来流边界层厚度,在边界层外汇聚成单一主激波。这种激波结构极其不稳定,出现大尺度运动,流向运动的尺度约为分离激波上游影响区域长度的22％。激波振荡频率为一宽频带,主要集中在 1～3 千赫。在分离激波运动区域,热流脉动呈间歇性,在无扰动和激波扰动间跳跃。可以认为这种间歇性是分离激波系统大尺度振荡的结果。在激波运动区域的下游为分离区,流体继续压缩,热流脉动无间歇。     

火星上首次发现湖岸线

美国科罗拉多大学波尔得分校（University of Coloradoat Boulder）的迪亚克雷（Gaetano DiAchille）等人在美国宇航局火星勘测轨道飞行器（Mars Reconnaissance Orbiter,MRO）最近拍摄的照片中发现水流冲刷出一个约48千米长的峡谷,它与一个山谷相连,流水沉淀物形成了一个巨大三角洲。他们已将论文发表于最近的《地球物理学研究快报》（Geophysical Research Letters）。     

基于卡尔曼滤波的再入飞行器气动参数辨识

再入飞行器的制导系统易受气动参数扰动的影响,为此研究气动参数在线辨识方法可以为再入制导系统提供服务,有效提高制导的精度。以卡尔曼滤波理论作为基础,推导了再入飞行器气动参数辨识的数学模型。为增强卡尔曼滤波方法对气动参数的辨识效果,气动参数误差模型采用一阶高斯马尔科夫过程描述,并增广到状态方程组中,根据获得的带有测量误差的惯导信息,对气动参数进行估计。最后,进行了数学仿真研究。仿真结果表明,该方法都能够在10个采样周期内收敛,且估计精度在1%以内。