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非平稳随机过程整体推断方法

机械强度 2005年第4期27卷 484-487页

作者：傅惠民杨立保北京航空航天大学固体力学研究所北京100083 北京航空航天大学固体力学研究所

建立一种非平稳随机过程整体推断方法。该方法首先提出随机过程整体参数函数的概念,然后通过仿真(或数字化设计)结果与试验曲线的有机结合,实现多种条件下试验曲线(多个随机过程)的整体推断,给出各种条件下随机过程的均值函数、方差函... 详细信息

建立一种非平稳随机过程整体推断方法。该方法首先提出随机过程整体参数函数的概念,然后通过仿真(或数字化设计)结果与试验曲线的有机结合,实现多种条件下试验曲线(多个随机过程)的整体推断,给出各种条件下随机过程的均值函数、方差函数和高可靠度的上、下限曲线,解决了非平稳、非各态历经随机过程和一种条件下只有一条样本曲线时产品可靠性评定的难题。

关键词：小子样随机过程性能曲线整体推断可靠性仿真数字化设计

航天器再入全过程轴对称烧蚀热防护数值仿真研究(英文)

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宇航学报 2011年第5期32卷 1195-1204页

作者：张涛孙冰北京航空航天大学宇航学院北京100191

对航天器再入全过程轴对称烧蚀热防护进行了全过程数值仿真研究。采用修正Lees驻点热流密度方法和参考焓方法计算再入热流密度。采用JANAF模型计算烧蚀率。利用有限元法计算钝锥体再入航天器烧蚀层在移动边界条件下的轴对称温度场。采... 详细信息

对航天器再入全过程轴对称烧蚀热防护进行了全过程数值仿真研究。采用修正Lees驻点热流密度方法和参考焓方法计算再入热流密度。采用JANAF模型计算烧蚀率。利用有限元法计算钝锥体再入航天器烧蚀层在移动边界条件下的轴对称温度场。采用碳化层—热解面—原始材料的轴对称碳化烧蚀模型;推导了热解气体流量计算方法。针对再入飞行大热流密度条件下,用有限元方法求解瞬态温度场时会产生的时间和空间上解的振荡问题。通过分析温度振荡现象产生的原因,采用集中热容矩阵向后差分方法解决振荡问题。计算结果表明,在时间步长选择合适的情况下,求解集中热容矩阵能够很好地解决数值振荡问题,同时烧蚀率和温度场计算比较准确。

关键词：航天器再入烧蚀热防护有限元数值仿真

基于模型依赖平均驻留时间的线性切换系统有限时间H∞控制

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控制与决策 2015年第7期30卷 1189-1194页

作者：王通王青李玮董朝阳北京航空航天大学自动化科学与电气工程学院北京100191 中国舰船研究院北京100192 北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191

针对一类具有有界干扰的线性切换系统研究其有限时间鲁棒控制问题.基于模型依赖平均驻留时间,提出了系统有限时间有界且具有H∞性能指标的充分条件,与传统方法中系统具有单一平均驻留时间不同,各切换子系统具有各自的平均驻留时间,因而... 详细信息

针对一类具有有界干扰的线性切换系统研究其有限时间鲁棒控制问题.基于模型依赖平均驻留时间,提出了系统有限时间有界且具有H∞性能指标的充分条件,与传统方法中系统具有单一平均驻留时间不同,各切换子系统具有各自的平均驻留时间,因而降低了设计的保守性.进一步,将切换系统的有限时间状态反馈控制器设计转化为具有线性矩阵不等式约束的优化问题.数值算例和仿真对比表明,所提出的方法增加了切换律设计的自由度.

关键词：鲁棒控制线性切换系统有限时间有界模型依赖平均驻留时间

液氧甲烷发动机台阶型冷却通道的耦合传热特性

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航空动力学报 2016年第12期31卷 2972-2978页

作者：孙冰宋佳文北京航空航天大学宇航学院北京100191

为了研究液氧甲烷发动机再生冷却通道中跨临界甲烷的流动和传热特性,以及冷却通道较大幅度的突扩突缩对冷却效果的影响,采用整场直接耦合的方法对推力室三维耦合传热进行了数值模拟,考虑了燃气的非平衡流动.通过计算得到了推力室三维温... 详细信息

为了研究液氧甲烷发动机再生冷却通道中跨临界甲烷的流动和传热特性,以及冷却通道较大幅度的突扩突缩对冷却效果的影响,采用整场直接耦合的方法对推力室三维耦合传热进行了数值模拟,考虑了燃气的非平衡流动.通过计算得到了推力室三维温度场和流场.计算结果表明:由于喉部截面附近存在较强的二次流,燃气侧壁面温度的最大值出现在喉部上游.由于突扩突缩处存在较强的旋涡运动,冷却剂的湍流强度增强,冷却剂侧表面传热系数显著提高,燃气侧壁面温度出现局部极小值,同时也产生了较大的局部损失.由于铜内衬热阻比镍外套热阻小得多,从燃烧室进入的大部分热量在冷却通道底面和侧面被冷却剂吸收.冷却通道底面的温度和热流密度沿程变化比顶面更剧烈.

关键词：甲烷再生冷却突扩突缩耦合传热非平衡流旋涡二次流

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常值径向推力下的飞行器运动轨迹

北京航空航天大学学报 2012年第4期38卷 551-556页

作者：张皓师鹏赵育善李保军北京航空航天大学宇航学院北京100191

研究了初始停泊轨道为椭圆时,空间飞行器在常值径向推力下运动的有界性和周期性.首先建立了飞行器运动的动力学方程,并通过能量积分和角动量积分进行了简化.然后将有界性的研究转化为一个一元三次不等式的求解,并在此基础上针对不同的... 详细信息

研究了初始停泊轨道为椭圆时,空间飞行器在常值径向推力下运动的有界性和周期性.首先建立了飞行器运动的动力学方程,并通过能量积分和角动量积分进行了简化.然后将有界性的研究转化为一个一元三次不等式的求解,并在此基础上针对不同的初始真近点角分别进行了研究,得到了运动的边界和有界性条件.接下来利用椭圆积分研究了运动的周期性,分别研究了径向运动、极角转动以及整体运动的周期性.最后用数值算法得到了运动的周期轨道.

关键词：机动轨迹常值径向推力椭圆轨道有界性周期性

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化学与生物改性合成质子交换膜

化学进展 2009年第1期21卷 244-250页

作者：杨萌相艳王慕冰康思聪徐惠彬北京航空航天大学材料科学与工程学院北京100191 北京航空航天大学化学与环境学院北京100191 北京航空航天大学理学院北京100191

新型质子交换膜的研究主要集中在Nafion膜的化学或物理改性、化学合成材料的更新以及新型的生物材料燃料电池用质子交换膜的研发。本文对燃料电池用质子交换膜近3年的研究进展做了综述,并对PEMFC质子交换膜的发展前景进行了探讨与预测。

关键词：燃料电池质子交换膜化学改性生物材料

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C/SiC复合材料在空气中的氧化烧蚀

推进技术 2008年第4期29卷 488-493页

作者：张杰魏鑫郑力铭孙冰北京航空航天大学宇航学院北京100083

针对C/SiC复合材料进行了空气工作环境下的烧蚀研究。分析了C/SiC复合材料的氧化机理,研究了C/SiC材料的氧化烧蚀的影响因素。根据氧化机理,对不同温度下材料的氧化烧蚀进行了模拟,针对SiC材料建立了相应氧化剥蚀模型,并对平板材料的氧... 详细信息

针对C/SiC复合材料进行了空气工作环境下的烧蚀研究。分析了C/SiC复合材料的氧化机理,研究了C/SiC材料的氧化烧蚀的影响因素。根据氧化机理,对不同温度下材料的氧化烧蚀进行了模拟,针对SiC材料建立了相应氧化剥蚀模型,并对平板材料的氧化情况进行了模拟计算,将计算结果进行剥蚀情况和非剥蚀情况下的比较讨论。计算结果表明,在不同的温度下C/SiC复合材料的氧化有不同的控制机理,SiO2层的剥蚀将导致SiC材料的氧化烧蚀率增加。

关键词：烧蚀 C/SiC复合材料氧化

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MHD加速器模式磁控进气道的优化设计

航空学报 2010年第2期31卷 223-230页

作者：郑小梅吕浩宇徐大军蔡国飙北京航空航天大学宇航学院北京100191

为提高超燃冲压发动机进气道在非设计状态下的性能,对磁控进气道进行了研究。采用二维磁流体动力学(MHD)模型对加速器模式的磁控进气道进行了数值模拟和参数优化。分析了电磁作用使空气流率增加的原因,选取了一组优化的设计参数进行数... 详细信息

为提高超燃冲压发动机进气道在非设计状态下的性能,对磁控进气道进行了研究。采用二维磁流体动力学(MHD)模型对加速器模式的磁控进气道进行了数值模拟和参数优化。分析了电磁作用使空气流率增加的原因,选取了一组优化的设计参数进行数值模拟,确定了磁流体关键参数与进气道主要性能参数的匹配原则。分析表明磁场的大小和方向以及电磁作用的位置对进气道性能有重要影响;唇口附近及上方的电磁作用对增加空气流率起到了关键的作用,磁流体加速器可以显著增加进气道的空气捕获率和压缩比,但由于不可逆效应总压恢复系数会减小。研究结果表明,当飞行马赫数小于设计马赫数时加速器模式的磁控进气道可以提高进气道的性能。

关键词：超燃冲压发动机磁流体动力学磁控进气道磁流体加速器

液体火箭发动机推力室复合冷却流动与传热研究

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推进技术 2020年第7期41卷 1520-1528页

作者：杨成骁王长辉北京航空航天大学宇航学院北京100191

为了预测液体火箭发动机推力室的复合冷却性能,建立了推力室再生冷却通道和超临界氢的三维仿真模型以及推力室内燃气和超临界氢膜的轴对称二维仿真模型。通过边界耦合发展了液体火箭发动机推力室复合冷却流动与传热的数值仿真方法。对... 详细信息

为了预测液体火箭发动机推力室的复合冷却性能,建立了推力室再生冷却通道和超临界氢的三维仿真模型以及推力室内燃气和超临界氢膜的轴对称二维仿真模型。通过边界耦合发展了液体火箭发动机推力室复合冷却流动与传热的数值仿真方法。对航天飞机主发动机推力室内部燃气、超临界冷却膜、室壁和再生冷却剂进行了流动与传热耦合计算仿真研究。研究表明,仿真方法可较好地预测推力室燃气及再生冷却剂的流动和传热,计算得到航天飞机主发动机的燃气侧壁面最高热流密度为129MW/m^2,最高壁温为885K,冷却剂温升为192K,压降为8.8MPa,结果与已有数据吻合较好。模型和仿真方法可用于液体火箭发动机推力室冷却系统传热计算和冷却结构的优化设计。

关键词：液体火箭发动机复合冷却再生冷却膜冷却超临界数值模拟