乘波布局高超声速飞行器纵向静稳定特性分析

高超声速滑翔飞行器稳定性设计方法的研究具有重要应用价值.乘波体构型滑翔飞行器由于没有平尾且飞行在高空、高超声速条件下,其纵向静稳定特性与常规飞机有很大不同,对此传统飞行力学并无相应设计依据.在相切锥乘波体理论基础上,本文建立了计及流向一阶导数和二阶导数的微元计算模型,结合牛顿法、活塞理论、切楔/切锥法的理论推导与CFD数值计算,研究了典型二维剖面在高超声速、宽攻角范围下的纵向静稳定特性,从理论角度证明了沿流向＂下凸＂的流线特征有利于保证纵向静稳定,而＂上凹＂形状特征不利于纵向静稳定,该结论通过二维和三维算例得到了验证.以上述分析为基础,解释了基于锥型流的乘波体难以满足纵向静稳定性的物理原因,以及俯仰配平舵面可能对纵向静稳定性带来的影响,并提出了相应解决方案.进一步分析表明该结论适用于宽马赫数和宽高度范围,且黏性作用并不改变上述规律,相关结论可作为高超声速滑翔飞行器气动设计的参考.     

高超声速“准乘波体”构型优化设计方法

乘波体构型以其非常高的气动效率,在高超声速飞行器设计中有着广阔的应用前景.基于各种基准流场的乘波体生成方法的发展,使得在飞行器设计过程中可以根据不同需求选择不同类型的乘波体构型.但是,乘波体构型一般难以直接满足容积率、配平、稳定性等基本的飞行器设计工程需求.针对这一情况,本文结合遗传算法和考虑强黏性干扰效应影响的气动力工程算法,提出了一种"准乘波体"构型优化设计方法.所谓"准乘波体",是指在外形生成过程中保留了乘波体的前缘线,然后对于不同的纵向截面,以相同的型线方程从前缘点出发生成下表面.型线方程以一组幂函数为基函数,通过改变基函数系数即可以不同工程需求为约束条件,借助遗传算法优化获得最优构型.分别获得了无约束条件、以容积率为约束和以在设计点自配平且纵向静稳定为约束的最优"准乘波体"构型.通过CFD数值模拟对相应构型的气动力特性进行了评估,结果表明:"准乘波体"构型流场能够保持较好的"乘波"特性且下表面压力分布较为均匀,可以获得比原乘波体更高的升阻比;通过引入不同约束条件获得的最优"准乘波体"构型,可以在一定范围内灵活地改变容积率,并且在优化过程中可以实现在设计点处满足配平和纵向静稳定要求.     

头部厚度分布对飞翼布局失速特性影响研究

跨音速条件下,大后掠飞翼布局翼身厚度分布影响激波/前缘涡干扰,进一步影响全机的失速特性.本文采用数值模拟方法,研究了跨音速时头部翼身厚度分布对小展弦比飞翼布局失速特性的影响规律及其对失速迎角附近激波/前缘涡干扰特性的影响.研究结果表明,减小机身头部厚度,将使机身背风侧第一道激波位置后移,激波/前缘涡干扰减弱,涡破裂点位置后移.将座舱位置后移10%机身长度,可使背风侧第一道激波位置后移到后缘附近,前缘涡破裂迎角增大4°左右,使全机失速迎角和可用升力系数增大,显著改善失速特性和俯仰力矩上仰特性.同时,将机头座舱位置后移,有利于减小全机的航向静不稳定裕度,提高航向静稳定性.该研究为大后掠飞翼布局气动布局设计和流动机理分析提供基础.     

重力波波包在临界层附近的传播

应用二维可压大气线性与全非线性数值模型, 模拟了重力波波包在临界层附近的传播. 对线性传播的波包来说, 临界层相互作用与线性理论描述非常一致. 大初始振幅尽管会使对流不稳定条件在传播过程中得到满足, 但波包并不会因此变得不稳定. 在无风背景中, 重力波波包的位能和动能可以自由转化. 在进入切变风场后, 在线性传播中这种转化将立即停止; 而非线性传播过程中该转化仍将继续. 非线性作用显著改变了背景平均流, 减小了波包的动量和能量传输速度, 降低了临界层高度; 并使得波包的部分区域变得不稳定, 破碎成更小尺度运动. 波破碎首先消耗动能. 在破碎发展到一定程度后, 位能也开始损耗. 这表明, 是剪切不稳定首先导致了波破碎的发生.     

反铁电体的极化与介电效应

基于Kittel的反铁电体唯象理论,从正和反电场方向双吉布斯自由能的角度出发,导出了反铁电耦合条件下电场对偶极子转向和对正反极化强度的影响规律,最终得到了电场相关的反铁电体的电滞回线和介电常数.数值模拟的结论是:在一个电场周期内电滞回线呈现双回线;在半个电场周期内,介电常数呈现双峰.当改变反铁电耦合强度和温度时,得到的电滞回线与介电常数的变化规律与报道的实验结果相吻合.反铁电耦合强度的增强或温度的降低,都会使反铁电性增强,表现为反铁电相到铁电相的临界转变电场增大,并在一定条件下消失,即因极高的临界转变电场使反铁电回线转变为细长的铁电型电滞回线.深入分析表明,该回线实质上为强反铁电体的特性,而并非表面所呈现的铁电相.     

同心圆截面结构低温/高温超导混杂导体绝热和动态稳定性的定性分析

超导体的I-V特性通常采用幂指数形式描述,在幂指数特性中,具有高n值的超导体从超导态向正常态的转变较快.通有较高电流时,n值小的超导体的电压低于n值大的超导体,因而其暂态特性对超导体稳定性有很大影响.此外,为了提高稳定性,传统的超导体通常由纯低温超导体（LTS）和电阻率低、热导率高的金属或合金复合而成,通常基超比大于10,这样降低了工程临界电流密度.基于以上特性,本文提出了一种新的由低温超导体（LTS）和高温超导体（HTS）构成的混杂导体模型.在混杂导体中,HTS和LTS同轴,且HTS涂层包裹在LTS外面.传统的超导体绝热、动态稳定性通常由基于Bean临界态模型的2个经典的稳定判据来表述,由于混杂导体同时由LTS和HTS两种超导体组成.根据幂指数模型,考虑临界电流和n值等因素的影响,对经典的判据进行了修正并进行了定性分析,求得了混杂导体的绝热和动态稳定判据.此外,在假定LTS的临界电流Ic1远大于HTS的临界电流Ic2的前提条件下,对具有相同截面的传统超导体（NbTi/Cu）和混杂导体的绝热、动态稳定判据值作了比较.结果表明在总临界电流相同的条件下,混杂导体的绝热和动态稳定判据值大于NbTi/Cu导体（如当Ic1～9Ic2时,混杂导体的绝热和动态稳定判据值超过纯NbTi/Cu导体的2.5倍）,这意味着相比传统超导体（NbTi/Cu）,混杂导体的动态和绝热稳定性得到了大大提高.从定性分析角度出发,得到的结果为混杂导体在高场超导磁体（〉9T）中的潜在应用提供了重要的理论依据.     

考虑抖振特性的变弯度机翼设计研究

变弯度技术可以提升大升力系数下机翼的抖振特性,对于提高民航客机的综合性能具有重要意义.构造了光滑、连续、可微的定量描述激波-附面层干扰导致的分离强度演变规律的分离函数,实现了适用于大规模精细化气动外形优化的抖振始发特性评估方法.基于典型的民用客机标模,开展了考虑抖振性能约束的机翼后缘变弯度减阻优化设计研究.结果表明采用后缘变弯度技术,在1.3g抖振点减弱激波以及激波附面层干扰导致的流动分离强度,可以获得1.89%的减阻量.以设计点阻力最小进行优化,设计点机翼后缘能够以更大的逆压梯度进行压力恢复;同时在1.3g抖振状态减小逆压梯度,降低分离强度,从而减弱了抖振性能约束对设计点产生的影响.在俯仰力矩配平条件下,获得接近1%的减阻收益.因此结合分离函数预测抖振特性的气动优化设计方法可以对变弯度机翼进行深入的优化设计,让机翼的变弯度收益具备更为实际的参考价值.     

鸽群运动模型稳定性及聚集特性分析

鸽群运动模型参数对鸽群一致行为产生不同的稳定性和收敛性影响.本文通过分析鸽群群体运动的动力学模型特性,研究时延参数对群体同步特性的影响作用.基于鸽群运动模型,采用适合分析群体运动的模型描述方法和性能参数表达,并对比了不同运动形态下鸽群运动的不同特点.采用李雅普诺夫函数以及拉格朗日乘子法,对鸽群聚集运动的约束局部极小能量特性进行理论分析.利用李雅普诺夫理论、代数矩阵理论以及图论的相关工具,给出了鸽群运动聚集时的时延参数的稳定参数边界,以及收敛条件.以计算机数字仿真为手段,研究了不同参数情况下鸽群运动模式行为,分析了拓扑网络以及吸引-排斥函数对鸽群聚集-分离性能的影响.     

大变形飞机配平与飞行载荷分析方法

提出了一种可同时考虑结构几何非线性效应曲面气动力效应的大变形飞机静气动弹性配平和载荷分析方法.该方法利用三维曲面涡格法计算大变形飞机的曲面气动力,引入非线性结构有元计算方法考虑结构几何非线性效应,采用曲面样条插值方法解决气动/结构耦合问题,然后结合全机在变形构型下的刚体运动平衡方程进行柔性飞机大变形状态气动/结构耦合情况下的静气动弹性配平迭代求解.以某常规局大展弦比柔性飞机半展长缩比模型为例,应用该方法对其纵向静气动弹性配平特性及飞行荷进行详细的分析与研究,并与MSC Flightloads线性方法的计算结果进行了对比.分析结果表明结构变形较小时,本文非线性方法和线性方法的计算结果吻合较好.而当结构具有较大变形时,由于线性方法无法考虑气动力曲面效应和结构几何非线性效应故不再适用,而本文出的非线性方法可对大柔性飞机在大变形构型下的配平特性作出较为准确合理的预测,并可满足飞机设计各个阶段的工程应用需求,完成考虑结构几何非线性静气动弹性配平特性的多轮次快速分析.     

小推力限制性三体系统下稳定平动点附近的高阶解

小推力可使得限制性三体系统下的非平衡点转变为人工平动点,处于该点的航天器在会合系下与两主天体相对静止.人工平动点丰富了经典限制性三体系统的平动点轨道资源,可较大程度地满足深空任务对平动点轨道的需求,从而使得任务设计更加灵活.稳定人工平动点附近的轨道有较好的稳定性,以此为任务轨道只需少许的燃料消耗即可实现轨道保持.考虑到稳定人工平动点的动力学性质,将其附近的拟周期轨道展开为长周期振幅、短周期振幅以及垂直周期振幅的级数解形式,构造了任意高阶的级数解.构造的级数解可较好地近似人工平动点附近的运动,并且表征这些轨道的参数有助于平动点任务的轨道设计.为了研究级数解的适用范围,最后对其收敛域进行了计算.     

快速凝固过程中的多定态与非晶转变

注意到非晶转变实际上是在严重的非平衡凝固条件下发生的一种物理现象，运用非线性理论分析了快速凝固条件下的非晶转变的动力学过程，并建立了非晶转变的分支理论模型，结果表明：由于冷却条件严重的非平衡性及凝固速度与凝固温度之间的非线性耦合，在快速凝固条件下，凝固纱可产生多定态现象，而这种多定态现象可以被理解为非晶转变，该交好地解释发生非晶转变时的实验特点，并能预测金属及合金形成非晶的临界冷却速度及非晶转变点     

推移质运动过程的非线性动力学特性

天然沙质海岸及河床上存在着不同形式的床面形态, 其运动变化受床面附近推移质泥沙的运动特性所决定. 从床面层内推移质集体运动出发, 探讨了推移质运动过程的非线性动力学特性, 发现泥沙起动、推移质平衡输沙以及床面形态由平整到沙纹及沙垄等不同发展阶段, 受推移质运动过程的非线性动力特征所决定, 它们分别对应于推移运动过程中的不同非线性状态. 通过与法国夏都水利实验室床面形态试验比较, 进一步证明: “床面形态从平整到沙垄的演化与否”由推移质泥沙运动过程的突变特性所决定, “突变分界线”是平整床面与沙纹及沙垄床面的分界曲线.     

封闭空间内空气自然对流的非线性特性的实验研究

采用激光全息干涉照相技术和烟可视化方法,对底部加热长方体腔内空气自然对流的流动和换热的流场、温度场、三维特性及白维持振荡现象进行实验研究．通过仪表校核与误差分析,验证了恒温壁面均温性、激光干涉测量精度,并且得出如下实验结果：1）随着尺日数的增加,流动开始表现得不稳定,等温线也发生扭曲．当Ra数达到12500时,出现涡卷消融的现象,当Ra数超到18500时,不仅沿短轴方向出现涡卷,而且沿长轴方向也开始出现涡卷,上升的气流向四周降落,呈现羽毛状,流动由二维特性开始向三维特性转变．2）通过实验观察发现,在Ra数比较小的情况下,流动经过一系列变化过程之后,最后稳定在某一状态;随着R口数的增加,流动变得越来越快,越来越趋于不稳定,当超过某一临界值Rac=30500时,流动表现的不稳定,流场随时间不断变化,开始进入到非线性状态．3）当侧壁面向外漏热时,腔内流体会形成平行于长轴方向的两个长条状涡卷,涡卷从中间位置上升,从壁面两侧下降,并且实验过程中会出现三个涡卷的消融状态．     

非视距传播环境下单站定位—圆拟合虚拟观测站法

文中提出了在非视距传播环境下,采用具有机动性的单观测站来实现对被测目标的定位.由不同的观测点计算得到的伪目标轨迹点,具有圆周运动的特性利用该运动特性,并采用圆拟合算法估计散射体的位置和散射距离,从而将单站定位问题转化为多站定位的问题,最后采用成熟的多站式定位方法来获得被测目标位置的估计.仿真结果验证了该算法的有效性.     

基于特征点的空间目标三维位姿单目视觉确定算法

针对基于特征点的空间目标包括相对位置和相对姿态等的三维位姿单目视觉确定问题,提出了一种基于逆投影思想的迭代方法.给出了一种包含景深估计和绝对方位解算两阶段的迭代算法,在景深估计阶段首先计算由转移矩阵表示的最优平移矢量,然后重构各特征点,并利用其在逆投影线上投影更新各特征点的景深;在绝对方位解算阶段采用Umeyama绝对方位解析算法计算相对姿态矩阵,上述两阶段迭代进行直至结果收敛.利用全局性收敛性定理证明了文中算法的全局收敛性.最后,以航天器交会对接最终逼近段的视觉测量为背景对该算法进行了数学和物理仿真,进一步验证了算法的有效性和收敛性.     

沿岸流不稳定运动对边缘波影响的实验研究

利用小波变换分析了1:100和1:40平直斜坡不规则波条件下沿岸流不稳定运动对边缘波的影响;沿岸流不稳定运动在垂直岸线方向和沿岸线方向时空变化特性;坡度对沿岸流不稳定运动的影响;沿岸流不稳定运动在实验室内的可重现性.结果表明:边缘波可以和沿岸流不稳定运动同时在垂直岸线方向和沿岸方向存在.在垂直岸线方向边缘波(波动周期20 s)的能量分布比沿岸方向更加明显,并且不会和沿岸流不稳定运动(波动周期100 s)有能量交换.而在沿岸方向,边缘波(波动周期20 s)的能量不再像垂直岸线方向更加周期性的出现,而且还和沿岸流不稳定运动(波动周期100 s)的能量有交换,特别是在均值沿岸流最大值附近.在时均沿岸流最大值附近,沿岸流不稳定运动获得能量的时间最早,而从这个位置向向岸和向海方向则开始逐渐延后;从地形影响角度看,坡度增大使得沿岸流不稳定运动在垂直岸线和沿岸方向的能量增强,并且在沿岸方向增大的程度要大于垂直岸线方向的.通过实验结果分析,相同实验条件下沿岸流不稳定运动有一定的可重现性.     

异重流在层结与非层结水体中沿斜坡运动的实验研究

异重流在层结环境下的运动特性是海洋、大气等学科领域重要的研究主题之一.本研究在不同层结盐水中开展一系列实验,对突然释放型异重流在斜坡上的发展和演变特性进行了研究.非层结水体中异重流头部速度先迅速增大,而后基本不变减速幅度较小;而在层结水体中异重流头部速度先增大,之后明显减小,其发展主要分为加速阶段、减速阶段和分离阶段三个过程.异重流的运动特性可以用相对层结度S、雷诺数Re和理查德森数Ri0等无量纲参数描述.采用高速相机对异重流头部位置、头部速度和剖面速度等进行了分析.用激光粒子图像测速技术(PIV)得到异重流的速度场和涡度场,结果表明在异重流不同位置的涡度方向存在差异,上边界的正向开尔文-亥姆霍兹涡是产生卷吸的主要原因,下边界的负向涡度则由边界层引起.本文揭示了层结与非层结水体下异重流运动特性的不同影响机理和特性,结果可在河口盐水入侵、海底浊流发展等实际领域中得到应用.     

基于分阶段学习的盲信号分离

首先定义了描述信号分离状态的信号相依性测度, 并利用此测度将传统算法中的学习速率参数推广至二维矩阵, 从而提出了一种基于分阶段学习的盲信号分离算法, 即整个信号分离过程被分成三个阶段进行: 初始阶段、捕捉阶段和跟踪阶段, 每个阶段的学习速率由信号的分离程度自适应选取. 理论分析表明, 该算法满足等变化性和分离矩阵的非奇异性条件. 仿真结果证实, 新算法具有比使用固定和其他自适应学习速率的算法更快的收敛速度、更好的稳态性能和更高的数值稳定性.     

离散供油弹流润滑条件下油滴间距临界值的研究

在离散油滴供油条件下,建立了相应的简化弹流润滑模型,数值模拟了一列油滴通过点接触弹流接触区的全过程.结果表明:离散多油滴供油时,接触区润滑油膜厚度会经历3个阶段,即上升期、振荡期和稳定期;相邻油滴的间距影响到接触区润滑状态,过大的间距会导致接触区润滑失效.为保证接触区的连续有效润滑,油滴间距存在一个临界值,需保证离散油滴间距不应大于此临界值;卷吸速度、润滑油黏度和载荷都会影响到离散油滴的润滑成膜特性,进而改变油滴间距的临界值.     

嫦娥四号月球探测器定时定点着月控制

嫦娥四号探测器预选着陆点在月球背面冯·卡门撞击坑,着陆区域较小,且要求定时定点着陆控制,同时着陆前的飞行时间长、阶段控制多,因而精确控制难度较大.针对该问题,基于轨道偏差随摄动的演化特性,结合解析法和数值法优点,提出了动力学控制参数的半解析求解方法.首先,通过对着月点和动力下降点位置的分析,得到了着月点和动力下降点位置的解析关系.同时,分析得到了着陆点经度偏差与轨道平面偏差的解析关系.其次,研究了轨道控制策略,按飞行阶段给出了轨道平面偏差到偏航角的转换方法和着月时间到目标半长轴的调整方法.最后,给出了本方法在嫦娥四号工程中的实际应用情况,基于对实际任务结果的分析可见,实现了着月控制参数的快速精确求解.