低雷诺数反齐默曼机翼的气动特性

通过PISO方法求解非定常不可压N-S方程,研究小展弦比反齐默曼机翼在低雷诺数下的流场特征,并分析其对气动特性的影响.结果显示前缘分离涡在反齐默曼机翼上表面形成一对集中涡.分析表明这对集中涡是影响反齐默曼机翼气动特性的主要因素,给机翼提供了较大的非线性升力和较大的失速攻角,前缘涡之间的相互影响使得机翼出现非定常现象和大攻角的非对称现象.与矩形翼相比,反齐默曼机翼有较好的稳定性.     

吸气式高超声速飞行器气动力气动热的数值模拟方法及应用

对吸气式高超声速飞行器而言,物面热流和摩阻的准确预测对飞行器设计及安全十分关键.介绍采用CFD准确预测气动力和气动热的方法,包括流动的控制方程、湍流模型及湍流的先进壁面函数边界条件,介绍流动的数值求解方法.对典型超声速层流和湍流流动的摩擦阻力和热流进行详细的验证与确认,考察CFD工具在使用先进壁面函数边界条件后,湍流计算的法向网格无关性能力.对设计的一种吸气式高超声速飞行器的气动力和气动热进行数值模拟,为飞行器的气动设计及热防护提供了可靠的数据.     

基于3G-ASCX的小型飞行器异常导航信号检测系统设计

传统方法在异常导航信号信噪比较低时对小型飞行器异常导航信号的检测效果不理想。设计并实现了一种基于3G-ASCX的小型飞行器异常导航信号检测系统,硬件设计时着重于ASCX传感器模块、异常导航信号检测模块、主控基站模块、3G/GPRS传输模块的研究,3G/GPRS传输模块的硬件设计中,通过功耗低体积小的CC1100完成异常导航信号的收发,传输过程中通过芯片STC12C5410AD完成电容的平衡转换,选取了MC3486进行电压的转换,最终实现异常信号数据的安全快速传输;软件设计中,系统软件流程设计及异常导航信号检测模块软件设计,最后进行仿真实验,实验结果证明,相比传统系统,所设计系统检测到的小型飞行器异常导航信号同实际测量的异常导航信号具有较高的匹配度,与实际值相比,误差小于1dB,适合推广使用。     

基于高斯伪谱法的月球软着陆轨道的数值分析

月球软着陆是月球探测技术发展的关键所在,针对月球软着陆过程中的着陆轨道设计、着陆过程最优控制的实际问题进行定量分析,运用高斯伪谱法将问题转化为求解满足一定性能指标和约束条件的最优控制问题以确定月球软着陆的最优控制策略;分析着陆区域数字高程图,得到月球最优着陆区域.     

高超声速飞行器高温流场对激光武器毁伤效应的影响

以美国ABL系统激光武器为例,分析了高超声速飞行器高温流场气体影响激光武器毁伤效应的一些主要因素,包括气体击穿、等离子体屏蔽效应、烧蚀产物颗粒的影响。结果表明:通常情况下,流场电子数密度小于1017cm-3,流场本身等离子体特性不会引起对激光的等离子体屏蔽效应;只有在0.5 km射程以内和宽脉冲激光引起的高压流场(约10 MPa以上)气体击穿,才会导致明显的等离子体屏蔽效应,但在实际战场条件下这种情况一般不会发生;对采用烧蚀手段进行防热的飞行器而言,飞行高度大于10 km,并且基于自由来流流量的无量纲化烧蚀流量小于10-2左右时,烧蚀产物颗粒不会引起激光的衰减。     

多重事件触发机制下四旋翼飞行器的姿态跟踪控制

为减少四旋翼飞行器姿态跟踪控制中内部计算与通信资源的损耗,提出了基于反步法和多重事件触发机制下的四旋翼飞行器姿态跟踪控制。建立了四旋翼飞行器的动力学模型,并以滚转角系统为例,利用反步法设计连续控制器,实现了飞行器滚转角对参考信号的跟踪控制;通过引入事件触发机制构造了事件触发控制器,基于Lyapunov稳定性理论证明了所设计的事件触发控制器可以使滚转角系统保持稳定,且避免了Zeno现象;同时,在不同的参数作用下,采用相同方法对四旋翼飞行器的其他3个系统分别设计了各自对应的事件触发机制和事件触发控制器;由此构建的4个事件触发机制共同构成了四旋翼飞行器的多重事件触发机制。仿真结果表明,在多重事件触发机制作用下,所提事件触发控制器在3 s内共触发150次即可达到与周期采样控制器连续采样3 000次相同的跟踪效果。     

临空高超声速飞行器多传感器协同探测体系

针对单平台难以临空高超声速飞行器进行全程连续探测、稳定跟踪的问题,构建了基于多平台多传感器协同探测跟踪体系。通过对临空高超声速飞行器作战特性、探测需求的详细分析,提出了由天基、临空基、空基和地/还基平台组成的天临空地/海多平台协同探测体系,重点分析了体系结构和探测时序及过程;搭建了天临空地/海协同探测仿真平台,通过STK对平台静态部署和动目标检测的效果进行了仿真分析。仿真结果验证了天临空地/海多平台协同探测体系在探测空域、时效性等方面具有较大优势,能够有效弥补单平台的不足,为未来探测跟踪此类目标提供了技术支撑。     

适用于星敏感器的导航星表构造算法研究

导航星表的性能对于星敏感器姿态测量的实时性及精度至关重要。为了克服星等过滤算法的缺点,将支持向量机应用于导航星表的构造算法中。将基本星表中的恒星视为待分类的数据点,选取抽样视场中最亮的k颗星作为导航星,而非导航星的数量由抽样视场中恒星的密度决定。为了获得具有最大推广能力的抽样数据,采用了一种球面螺旋形算法生成抽样视场视轴指向,使用抽样数据构建最优导航星分类器,应用最优导航星分类器对基本星表中每一颗恒星进行分类判决。仿真结果表明,在满足8°×8°视场中至少出现3颗导航星的条件下,该算法生成的导航星表导航星总数约为星等过滤算法的33%,比传统支持向量机算法减少了7.8%,其标准差仅为星等过滤算法的21%,这表明本算法在导航星表容量及导航星分布均匀性方面大大优于星等过滤算法和传统支持向量机算法。     

吸热碳氢燃料裂解镧改性混合型催化剂的研究

制备了吸热型碳氢燃料NNJ-150和镧离子交换改性的USY、ZSM-5分子重申及混合分子筛，考察了NNJ-150在USHY、HZSM-5和两者混合物以及镧改性单分子筛和混合分子筛催化剂上的裂解反应。结果表明，ZSM-5分子筛中添加镧，对NNJ-150的单分子裂解反应有明显影响；混合分子两种分子筛之间存在协同作用，低温（500℃）下，LaUSY LaZSM-5（75：25）混合分子筛对低碳烯烃的选择性较高（41.48％），催化剂寿命较长（35min以上），能有效提高吸热型碳氢燃料NNJ-150的吸热能效。     

吸热型碳氢燃料在银、镧改性混合分子筛上的裂解研究

为进一步提高吸热型碳氢燃料的吸热能效，考察了吸热型碳氢燃料NNJ－150在USHY和HZSM－5混合分子筛以及银、镧改性混合分子筛催化剂上的催化裂解。结果表明，在Ag-LaUSY Ag-LaZSM-5(75:25)混合分子筛催化NNJ－150裂解反应中，低碳烯烃选择性较高，催化剂寿命较长。采用此催化剂，能较好满足吸热型碳氢燃料裂解的需要。