超高速发射器在空气动力学试验和未来航天工程中的应用

本文叙述了：（1）二级轻气炮和冲压加速器近期国内外研制工作进展以及它们当前和将来在地面实验和航天工程应用（发射空间小型载荷）的可能性；（2）开展冲压加速器研究的必要性。     

基于控制变量估计的高超声速再入滑翔目标轨迹预测算法

以高超声速再入滑翔目标为研究对象,在对目标机动控制变量进行建模分析的基础上提出了一种轨迹预测算法。首先,基于动力学建模构建了目标跟踪模型,利用气动参数对目标状态向量进行扩维并推导了对应的运动模型。其次,构造了适用于轨迹预测的目标机动控制变量,在不同机动模式下分析了控制变量的变化规律,基于控制变量设计了对应运动方程以及轨迹预测模型。最后,仿真生成了两条轨迹并对所提算法进行了仿真验证,分析了算法性能。仿真结果表明所提轨迹预测算法能够取得较好的预测效果。     

液体声速压力系数与分子有效摩尔体系关系研究

由液体声速与自由程关系出发，导出声速压力系数表达式，并结合Ｋｕｃｚｅｒａ的结论，研究了液体分子有效摩尔体积与分子势能的关系。     

声速测量仪对空程误差的研究

测量了声速测量仪的空程及空程差的大小.实验结果表明,空程的出现会产生很大的误差,使学生认识到实验操作过程中避免空程的必要性     

基于核极限学习机的飞行器故障诊断方法

针对高超声速飞行器反作用控制系统(reaction control system, RCS)的推力器故障,展开了基于核极限学习机(kernel extreme learning machine, KELM)的故障诊断方法研究,并对该诊断方法进行了参数优化和核函数优化,为飞行器执行器故障提供了快速准确的诊断方法。结果表明:该方法可以克服对飞行器模型的依赖,以数据驱动的方式对飞行器执行器故障实现快速准确的诊断。     

利用声音触摸世界

在空气中声音的传播速度为340米/秒;在水中声速为1400米/秒;沿地面传播时声速约3000米/秒;声音沿铁轨传播时可达5000米/秒;在花岗岩中,声音传播得更快,竟能达到6000米/秒……可见在不同物质中,声音的传播速度不同。     

水中声速与温度关系的实验研究

本文以蒸馏水和自来水为例,利用时差法测量了超声波在液体中的传播特性,同时给出了在不同温度下水中声速与温度的关系曲线图,对进一步研究液体中声速特性有一定的参考价值。     

用声学方法测量气液混相物质中的含气量

用几种频率的声波测定了气白油、气水混相物质中的声速和声透射损失。结果发现，声速比值随含气量的增加而变小，但变化幅度不大，不宜用声速比值来反映混相物质中的含气量；而声透射损失随含气量的增加而急剧增大，在气泡大小、分布一定的情况下，可以用声透射损失来反映混相物质中的含气量。     

近程高速弹头的温度场与热应力数值仿真研究

采用工程估算方法,计算了近程高速弹头的非定常气动加热。利用气动加热以及蒙皮内部热传导建立热流量方程,得到沿弹体的温度-时间分布。基于特定的飞行条件,得出瞬时温度场的分布,以此作为有限元瞬态热分析温度边界条件。在有无沿厚度方向的温度梯度下,进行了热应力分析。计算结果表明,本方法快速、简捷,可应用于近程高速导弹的概念研究和多目标优化设计。     

跨声速风洞翼型动态失速实验系统研制

为满足旋翼设计的需要,研制了增压连续式跨声速风洞二元试验段翼型动态失速实验系统。开发了相应的测控系统,设计并安装了机械驱动机构,建立了数据采集及其后处理系统。动态试验测控系统的测量部分与控制部分相互独立,且与风洞主控系统、安全联锁系统等互不影响,可单独工作,安全性高,抗干扰性能好。机械系统设计合理,运动轨迹精确,该机构以平均迎角0°振幅10°,振荡频率2Hz运行时,最大迎角误差为±0.809°,平均迎角误差为0.255°,振幅均方根误差为0.325°,满足翼型动态失速实验的要求。数据采集采用多路并行A/D,其同步性能好,避免相差。在风洞实验系统联调中使用了NACA0012翼型模型,通过在翼型表面安装动态压力传感器,测量Ma=0.3,平均迎角为10°, 振幅为5°,减缩频率分别为0.05,0.03和0.01下,翼型表面脉动压力。其结果表明,实验系统在大动压,不同频率下,运行稳定,数据合理可靠,实现了设计要求。