北航5系开题报告—新式超声速民机近场音爆数值模拟研究

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高超声速乘波飞行器前体气动外形设计及优化的开题报告

高超声速乘波飞行器前体气动外形设计及优化的开题报告一、研究背景和意义随着航空航天技术的不断发展，探索高超声速航行技术已成为当前航天领域的重要课题。

高超声速乘波飞行器作为一种基于超声速空气动力学理论的新型航空器，在高速、高温、高气动过载等极端环境下具有重要的应用价值，有望实现在短时间内完成空天一体化任务。

然而，高超声速乘波飞行器的前体气动外形设计是此类航空器成功飞行的重要前提。

气动外形的优化会直接影响航空器的空气动力性能，决定着飞行器的性能和效能。

因此，本项目旨在开展高超声速乘波飞行器前体气动外形的设计与优化研究，为高超声速乘波飞行器的飞行提供良好的保障和支撑。

二、研究内容和方法（一）研究内容1. 建立高超声速乘波飞行器模型；2. 研究高超声速乘波飞行器前体的气动外形设计方法；3. 运用计算流体力学（CFD）方法，并结合优化算法，对高超声速乘波飞行器前体气动外形进行优化；4. 对优化结果进行验证分析，得到最终优化的高超声速乘波飞行器前体气动外形。

（二）研究方法1. 建立高超声速乘波飞行器模型。

运用CATIA等软件工具，建立高超声速乘波飞行器模型，并在其中选取前体部分作为优化对象。

2. 研究高超声速乘波飞行器前体的气动外形设计方法。

结合前人研究成果和最新的航空航天科技成果，建立研究模型。

分析前体气动外形设计对飞行器的影响，研究气动外形设计方法。

3. 运用计算流体力学方法，并结合优化算法，对高超声速乘波飞行器前体气动外形进行优化。

基于ANSYS等CFD软件，建立数值计算模型，分析气动外形优化方案。

4. 对优化结果进行验证分析，得到最终优化的高超声速乘波飞行器前体气动外形。

将优化后的气动外形重新建模，运用逆向工程技术，制作出实物模型。

并进行风洞试验以及其他气动性能测试。

三、预期成果和意义（一）预期成果1. 建立高超声速乘波飞行器前体气动外形设计的数学模型；2. 运用计算流体力学方法，对高超声速乘波飞行器前体气动外形进行优化，得到最优气动外形；3. 在风洞试验中验证最优气动外形的气动性能。

降低超声速飞行器声爆的一种主动控制方法

同衡量标准间的差异较大。在获得地面声爆波形后，作为远场Ｎ波的主要参数，许多国内外的研究者，如翟荣华等［１９］和Ｓｕｎ等［２３］均采用地面声爆波形中的最大过压值来量化声爆水平。因此，这里也将声爆最大过压作为声爆强度的主要指标。２．１近场ＣＦＤ计算数值方法
采用商业ＣＦＤ软件，即Ｆｌｕｅｎｔ，对二维欧拉方程进行求解，从而得到近场的压力分布。利用ＩＣＥＭ软件来生成结构网格。为了更加精确地捕捉激波特性，令网格面平行于激波面，并且对激波附近的网格
降低超声速飞行器声爆的一种主动控制方法
பைடு நூலகம்
叶柳青，叶正寅，马博平
（西北工业大学航空学院，陕西西安７１００７２）
摘要：声爆抑制问题是新一代环保型超声速客机研发过程中亟需解决的关键技术瓶颈之一。提出了一种降低超声速飞行器声爆的主动控制方法，主要是在翼型下表面前缘附近处开口进行吸气，同时在翼型下表面后缘附近进行喷气，且保持吸气量与喷气量相等。分别以菱形翼型和ＮＡＣＡ０００８翼型作为基准算例，研究了吸气口与喷气口位置、气体质量流量以及飞行迎角对地面声爆最大过压、阻力系数以及升阻比的影响。结果表明该方法能够显著地降低超声速飞行器声爆水平以及阻力，并且后缘处喷气比前缘处吸气更容易达到降噪的效果。将主动控制方法应用于基准菱形（ＮＡＣＡ０００８）翼型后，当气流质量流量为６．５ｋｇ／ｓ（７．５ｋｇ／ｓ）时，最大正过压值降低了１２．８７％（１２．８５％），最大负过压值的绝对值降低了３３．８３％（５６．７７％），阻力系数降低了９．５０％（１０．９６％）。可见文中提出的低声爆方法效果良好，为新一代低声爆超声速客机的设计提供了有益的参考。
（１）

超声速民机和降低音爆研究_朱自强

１］。图１为几种典型超声速民机音爆性和可行性［
和Ａ加权噪声水强度的可感觉声强水平（ＰＬｄＢ））平（的比较。由图可见，ｄＢ（Ａ）ＱＳＪ修形设计后Ａ加权噪声比协和号至少低３５ｄＢ。图２为不同
承载能力、速度和价格，以达到最优的适的航程、
２５０８
航空学报
１］表１三代超声速民机的技术要求［
Ａｕ．２５２０１５Ｖｏｌ．３６Ｎｏ．８ｇ
ｅｎｅｒａｔｉｏｎｓＴａｂｌｅ１Ｔｅｃｈｎｉｕｅｒｅｕｉｒｅｍｅｎｔｓｏｆｔｈｒｅｅｏｆｓｕｅｒｓｏｎｉｃｃｏｍｍｅｒｃｉａｌｔｒａｎｓｏｒｔ１ｇｑｑｐｐ
航空学报ＡｃｔａＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｅｔＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａＳｉｎｉｃａ：ｈｔｔ／／ｈｋｘｂ．ｂｕａａ．ｅｄｕ．ｃｎｋｘｂｕａａ．ｅｄｕ．ｃｎｈ＠ｂｐ：／ＤＯＩ１０．７５２７Ｓ１０００６８９３．２０１４．０２０７－
１］。使之不得温层，排出废气对臭氧层造成破坏［
的固有特点可以减少长距离飞行的时间，提高民用航空生产率，提供舒适的旅行及方便，对全球化不少国家航空公司的市发展有不可估量的意义，场分析显示了它可观的市场前景。而其缺点则可以通过探索新概念、发展新技术逐步克服。美国的ＮｅｘｔＧｅｎ计划中包括发展超声速民提出了对三代机。美国国家航空航天局（ＮＡＳＡ）

进气道发动机高空模拟亚声速自由射流试验数值模拟

进气道/发动机高空模拟亚声速自由射流试验数值模拟学院航空航天工程学部（院）专业热能与动力工程班级学号姓名指导教师负责教师摘要随着航空事业的蓬勃发展，高空模拟的重要性也日益凸显，虽说我国已经建成投入使用的试验设备性能优于美、英、法三国同时期的模拟高空试验设备，但鉴于国外技术垄断及我国发展的迫切要求，我国在航空发动机模拟高空试验设备的建设与技术方面同西方航空大国仍然存在整体差别，本文基于对国外航空发动机高空模拟自由射流试验技术及其装置的研究，对所设计的进气道/发动机高空模拟亚声速自由射流试验装置的气动布局进行初步讨论验证。

本次研究主要做了以下工作，首先按照设计要求完成亚声速喷管、实验舱及进气道建模，其次运用Pointwise完成整个实验设备的网格划分，再者采用数值仿真的分析手段对自由射流高空实验舱流动特性进行分析，最后通过对进气道内马赫数、密度、总压的分析讨论验证该自由射流实验设备流场的合理性。

关键词：自由射流；亚声速；数值模拟进气道/发动机高空模拟亚声速自由射流试验数值模拟Numerical Simulation of numerical Free-jet Test forInlet-engine Altitude SimulatingAbstractWith the flourish development of aviation industry, The importance of altitude simulation become prominent. Although the equipment which have already build up and used is better than the simulated altitude test equipment which the United States, Britain and France had in the same period, in consideration of the monopolize of abroad technology and the crying needs of development of our country. There is a big difference between the aero-engine altitude simulation test equipment construction and technology. The article is based the research of abroad free jet aircraft engine altitude simulation test techniques and device, for discuss and verify preliminarily to the inlet / engine simulated altitude subsonic free jet test apparatus aerodynamic.The research mainly includes the following work. First, in accordance with the design requirements modeling the subsonic nozzle and inlet Second, meshing the experimental equipment use pointwise, and then analysing the flow characteristics of free jet by using numerical simulation. Finally through the analysis and discussion of the Mach number、density、total pressure of inlet to verify the flow of altitude free-jet test experimental equipment is reasonable.Keywords: Free jet; Subsonic; Numerical Simulation;目录1 绪论 (5)1.1 自由射流技术研究的概述 (5)1.2 国内外自由射流技术研究的现状及发展趋势 (6)1.3 自由射流技术研究的意义 (8)1.4 本课题研究的对象及内容 (8)2 流动与传热基本方程与物理模型 (10)2.1 基本控制方程 (10)2.1.1 质量方程 (10)2.1.2 动量方程 (10)2.1.3 能量方程 (12)2.1.4 控制方程通用形式 (12)2.2 可压缩流动 (12)2.2.1 可压缩流动基本关系式 (12)2.2.2 可压缩流动求解 (13)2.3 湍流模型 (13)2.3.1 Reynolds时均方程方法 (13)2.3.2 湍流涡粘性系数法 (14)2.3.3模型 (15)2.3.4 近壁区处理 (18)2.3.5 入口湍流边界条件 (20)3 模拟计算 (22)3.1 模型建立 (22)3.1.1 亚声速喷管的设计 (22)3.1.2 进气道/发动机模型的设计 (24)3.1.3 高空实验舱模型及测试件的设计 (26)3.2 网格划分 (27)3.3 数值计算的基本设置 (30)进气道/发动机高空模拟亚声速自由射流试验数值模拟4 计算结果及分析 (35)4.1 流场垂直对称面各云图分布 (35)4.2 进气道各截面云图分布 (36)4.3 结果分析 (40)5 结论与展望 (42)5.1 结论 (42)5.2 展望 (42)参考文献 (43)致谢 (45)1 绪论1.1自由射流技术研究的概述美国阿诺德工程发展中心于上世纪60年代开始设计和建造新型的航空发动机高空模拟装置ASTF。

机翼气动弹性湍流数值模拟和阵风响应功率谱法的开题报告

机翼气动弹性湍流数值模拟和阵风响应功率谱法的开题报告1. 研究背景和意义随着飞机等空气动力装备的各项技术的发展，机翼气动弹性的特性越来越受到研究者的关注。

而机翼的气动弹性特性又直接影响飞机的安全性能和经济性能。

因此，研究机翼的气动弹性特性成为了当前空气动力领域的重要研究方向。

目前，机翼气动弹性研究主要依靠实验和数值模拟两种方法。

在实验方面，由于实验具有可视、可触及的直观性和真实性，因此通常是最理想的研究方法。

但是，由于实验需要大量的试验资料和试验成本，因此其具有一定的局限性。

相反的数值模拟方法则具有计算成本低、快速的优点，它可以在更广范围内的物理条件下进行模拟，并且更容易进行各种气动弹性分析。

另外，机翼在面临风力的作用时，很容易受到风速的变化和变化性的波动，特别是在阵风中机翼产生的振动和响应会进一步增加。

因此，阵风响应能力成为了机翼设计的一个重要指标。

通过对阵风响应的研究，发现某些结构特性的阵风响应可以低于其设计溢流速度下的响应。

2. 研究方法本研究将采用计算流体力学（Computational Fluid Dynamics, CFD）数值模拟以及阵风响应功率谱法结合的研究方法，研究机翼气动弹性特性和阵风响应能力。

（1）数值模拟方法选择合适的数值模拟软件，建立二维或三维机翼的数值模型，并运用湍流模型对流场进行建模和计算。

在模拟中将会考虑如下的因素：机翼的空气动力弹性、气动载荷、湍流效应、升力、阻力等。

（2）阵风响应功率谱法阵风响应分析的主要目的是确定空气动力负载下的结构振动响应。

将阵风速度波动分解为一系列频率，然后采用动力系统中频率响应函数（FRFs）的方法计算结构响应。

这将涉及到大量信号处理和数据采集技术，同时结构响应的准确计算是需要进行实验验证的。

3. 预期研究结果通过本研究，预期达到以下几个方面的预期研究结果：（1）开发出高效、精确的机翼气动弹性数值模拟工具和阵风响应功率谱法分析工具。

（2）对机翼的空气动力弹性以及基于阵风条件下的机翼响应进行深入的数值模拟分析，得出其特性、模态以及空气动弹性负载下的结构响应值等数据，为进一步的研究奠定基础。

声光衍射实验报告北航

一、实验目的1. 理解声光衍射的基本原理。

2. 掌握声光衍射实验的实验方法和步骤。

3. 通过实验验证声光衍射现象，加深对声光效应的理解。

4. 掌握声光衍射的测量方法，分析声光衍射的实验数据。

二、实验原理声光衍射是指当超声波在介质中传播时，会引起介质的弹性应变作时间上和空间上的周期性变化，导致介质的折射率也发生相应的变化。

当光束通过有超声波的介质后，就会产生衍射现象。

声光衍射的原理与光的衍射原理相似，可以类比分析。

三、实验仪器与设备1. 声光衍射实验装置：包括声光介质、声源、光电探测器、光源、光束控制器等。

2. 电脑：用于数据采集、处理和分析。

3. 光学显微镜：用于观察衍射光斑。

四、实验步骤1. 调整声光介质，使其满足实验要求。

2. 调整声源，产生稳定的超声波。

3. 调整光源，使其光束通过声光介质。

4. 调整光电探测器，接收衍射光。

5. 调整光束控制器，使光束在实验装置中传播。

6. 采集实验数据，分析声光衍射现象。

五、实验结果与分析1. 实验结果（1）通过调整声光介质、声源和光源，观察到衍射光斑的形状和大小。

（2）通过调整光电探测器，观察到衍射光斑的强度和位置。

（3）通过调整光束控制器，观察到衍射光斑的变化规律。

（2）实验数据分析1）衍射光斑的形状和大小通过实验，发现衍射光斑的形状与声光介质的折射率分布有关。

当声光介质的折射率分布均匀时，衍射光斑呈圆形；当声光介质的折射率分布不均匀时，衍射光斑呈椭圆形。

2）衍射光斑的强度和位置通过实验，发现衍射光斑的强度与声光介质的厚度、声源的频率和强度有关。

当声光介质的厚度增加、声源的频率和强度增加时，衍射光斑的强度增加。

3）衍射光斑的变化规律通过实验，发现衍射光斑的变化规律与声光介质的折射率分布、声源的频率和强度有关。

当声光介质的折射率分布不均匀、声源的频率和强度发生变化时，衍射光斑的位置和形状发生变化。

六、实验总结1. 通过声光衍射实验，加深了对声光效应的理解，验证了声光衍射现象。

开题报告-吴竹雨

一、课题背景及研究意义1.1超燃冲压发动机的研究意义超燃冲压发动机是指燃料的燃烧过程发生在超声速条件下的冲压发动机，其运行速度能够高达6-25马赫。

搭载超燃冲压发动机的超高声速飞行器被称为继螺旋桨发动机和涡轮喷气发动机之后的第三次航空革命。

除此之外，如果将超燃冲压发动机用于战斗机霍导弹等武器，就有可能对战争的结果产生重大影响。

由此可以看出，超燃冲压发动机具有优异的性能和广阔的应用前景。

因此对超燃冲压发动机进行研究，能够使我国在高超声速推进领域处于世界领先水平，并为我国的国防和航空事业的未来发展奠定基础。

1.2超燃冲压发动机燃烧模态的研究意义图1 发动机性能和马赫数之间的关系由图1可以看出，随着飞行马赫数的增加，各种发动机的性能都是在衰减的，这是因为随着速度的提高，进气总温在不断增大，但是在发动机材料的限制下，很少的燃油注入和燃烧就能够使燃烧超温，这就导致了发动机性能的逐渐下降。

此外，随着飞行速度的增加，冲压发动机的工作模式会逐渐由较低马赫数时的亚燃模态经过过渡燃烧模态向超燃模态转变。

为了拓宽超燃冲压发动机的工作范围，采用特定的进气道结构能够使得发动机的工作范围下延到Ma=3左右，在这种情况下，超声速的气流在经过进气道的正激波压缩后速度减至亚声速的范围，进而在燃烧室中是以亚声速的速度进行燃烧，故这种燃烧状态为亚燃模态。

亚燃模态能够将冲压发动机的工作范围从原先的Ma=6向下拓展至Ma=3左右，大大拓宽了冲压发动机的工作范围，提高了冲压发动机的实用性。

[14]当飞行速度高于Ma=6时，超燃冲压发动机工作于超燃模态下，虽然在进气道中气流被压缩后速度有所降低，但是燃烧室中的燃烧速度仍然高于音速，燃烧发生在超声速流动中，故称这种燃烧模态为超燃模态。

当发动机工作于超燃模态时，能够在较大的马赫数时提供较大的推力，故发动机在高马赫数时均工作在超燃模态。

在马赫数处于3-6之间时，发动机工作于一种介于亚燃和超燃之间的模态，称为过渡模态。

航空器噪声控制技术的创新应用

航空器噪声控制技术的创新应用在现代社会，航空运输的便捷性使得人们的出行和货物的运输变得更加高效，但随之而来的航空器噪声问题也日益凸显。

航空器噪声不仅对周边居民的生活造成干扰，还可能对人体健康产生潜在影响。

因此，航空器噪声控制技术的创新应用成为了航空领域一个至关重要的研究方向。

航空器噪声的产生来源较为复杂。

首先，发动机的运转是主要噪声源之一。

发动机内部的燃烧过程、气流流动以及机械部件的运动都会产生噪声。

其次，飞机在飞行过程中，空气流经机体表面产生的摩擦和气流分离也会产生噪声。

另外，起落架在起降过程中的机械运动以及飞机高速飞行时产生的激波等也会贡献一定的噪声。

为了有效控制航空器噪声，科研人员在多个方面进行了创新探索。

在发动机技术方面，新型的发动机设计和制造工艺不断涌现。

采用更先进的叶片形状和材料，优化发动机内部的气流通道，以及引入更高效的燃烧技术，都有助于降低发动机运转时产生的噪声。

例如，一些发动机采用了锯齿形的喷口设计，通过改变气流的喷射方式和速度，减少了喷流噪声。

在飞机的外形设计上，也有诸多创新举措。

通过采用流线型的机身设计，减少空气阻力的同时也降低了气流噪声。

机翼的形状和结构经过优化，如采用超临界机翼设计，能够改善气流在机翼表面的流动状况，从而降低噪声。

此外，飞机的起落架也进行了改进，采用更先进的减震和降噪装置，减少起落架在收起和放下时产生的噪声。

声学材料的应用是航空器噪声控制的另一个重要手段。

在飞机的机身内部和发动机舱等部位，使用具有良好吸声和隔音性能的材料，可以有效地阻挡和吸收噪声。

例如，泡沫金属材料、纤维复合材料等，它们不仅重量轻，而且具有出色的声学性能。

这些材料能够将噪声能量转化为热能或其他形式的能量，从而降低噪声的传播。

主动噪声控制技术是近年来的一个重要创新方向。

这种技术通过在飞机内部或外部安装传感器和发声装置，实时监测噪声并发出与之相反的声波，从而实现噪声的抵消。

主动噪声控制技术在降低低频噪声方面具有很大的潜力，能够为乘客提供更加安静的机舱环境。

北京航空航天大学五系流体力学实验LDA实验报告

研究生《流体力学实验》——激光多普勒测速（LDA）技术实验报告班级姓名实验日期指导教师北京航空航天大学流体力学研究所一、实验简述LDA 方法是利用一束激光照射随流体流过测量区域的微小粒子，通过探测粒子散射光的多普勒频移来测量流速的一种方法。

LDA 能够测量三维速度，时均速度分量，速度脉动强度，雷诺应力，PSD的理想方法。

其特点有：（1）非接触光学测量（点测量）方法（2）绝对测量方法 (无需标定)（3）精度高, 不确定度小于0.1%（4）空间分辨率高，测量体尺寸10μm量级（5）能够测三维速度（2D LDA+1D LDA）（6）能够识别速度方向, 可用于有回流的流动测量（7）速度测量范围大: -150m/s --- 1000 m/s（8）响应频率高, 采样频率可达400～800MHz （硬件）但也有不足之处，透光要求，播撒粒子，对震动敏感；光学系统调整困难。

二、基本原理1.多普勒效应 (Christian Doppler,1842)当波源相对观察者运动时，观察者感受到的波的频率发生变化。

当波源朝向观察者运动时，观察者接收到的频率比原始频率高；当波源远离观察者时，接收到的频率变低。

观察者对于一个LDA系统：其中：::::::DSDSDSffrVVa观察者感受到的波的频率波源发出的波的频率观察者到波源的单位矢量波源运动速度矢量观察者运动速度矢量波速() ()(1)()1PO OP RP R P i iRP RPV r V r rc cf f f fV r c c V r c c⎛⎫⋅⋅+ ==+=-⎪⋅+⋅+⎝⎭对于双光束系统（本实验采用后向散射）：而：111(1())R i O RPf f V r rc→→→=-+221(1())R i O RPf f V r rc→→→=-+12212()sin 2i D R R O O n i f f f f V r r V c θλ→→→=-=-=则D n f k V =2sin2ik λθ=为了确定速度的正负方向，加入布拉格盒（其本质为一个声光调制器，包括一个信号发生器fshift=40MHz ，激光频率增加了fshift=40MHz ），光路图如下图所示，多普勒信号是一脉动V V V '+='+=D D D f f f另外信号的振幅大小按一定规律变化。

BESIII主漂移室径迹重建过程中的噪声处理及性能研究的开题报告

BESIII主漂移室径迹重建过程中的噪声处理及性能
研究的开题报告
一、研究背景和意义：
BESIII是北京大学和中国科学院高能物理研究所合作建立的大型高
能物理实验，主要研究重离子碰撞产生的高能粒子及其衰变过程中的物
理现象。

为了研究这些粒子的行为，需要对它们的径迹进行重建，而径
迹重建的精度和准确性对于实验结果和新物理研究具有至关重要的影响。

定位准确度是径迹重建的一个重要指标，而定位误差的源头之一就
是噪声。

在径迹重建过程中，噪声会影响探测器的测量结果，从而对径
迹重建的精度产生影响。

因此，对噪声进行处理是一个关键的问题。

本研究旨在探究BESIII主漂移室径迹重建过程中的噪声处理及其性
能研究，为实验结果和新物理研究提供更准确的数据支持。

二、研究内容和方法：
将BESIII主漂移室探测的数据进行处理，通过对探测器的响应和噪
声特征的分析，建立一个合理的噪声模型，并采用合适的算法对噪声进
行处理和修正。

同时，通过模拟实验和分析实验过程中的数据，评价噪
声处理方法的性能和准确性。

三、预期成果及意义：
通过对BESIII主漂移室径迹重建过程中的噪声处理及其性能研究，
预期可以得到以下成果：
1.建立一个适用于BESIII主漂移室噪声特征的模型，并探索准确的
噪声处理算法。

2.对模拟实验和分析实验过程中的数据进行评估，验证噪声处理方
法的性能和准确性。

3.提高径迹重建的精度和准确性，为实验结果和新物理研究提供更可靠的数据支持。

本研究对于提高BESIII实验的精度和准确性，探索新物理现象，具有深远的意义和影响。

北京航空航天大学宇航学院专业综合实验报告

实验报告Experimental Report学院：宇航学院作者：指导教师：董**第一部分导弹模型的建立、求解、分析和优化一、实验概述1.1概述《导弹弹道优化设计与仿真》是宇航学院导弹设计专业方向的一门专业综合实验，为了激发学生的学习兴趣，达到理论与实践结合的目的而开设的实验课程。

课程的内容：设计并编程计算完成一个既可以打击空中机动目标也可以打击地面固定目标的导弹的飞行过程。

并实现简单的弹道优化。

1.2实验背景对于空中机动目标，地面探测系统发现目标后对准目标发射导弹，先使导弹在竖直平面内按照方案飞行接近目标，这个阶段只需考虑导弹在竖直平面内的运动，也无需导引头实时探测目标的信息。

在弹目距离达到导引头的探测距离时，导引头开启，此时方案弹道结束，此时目标通常都不在导弹方案飞行运动的平面内，导弹需采用预先设定好的导引律自动跟踪目标，最终击中目标，在这个阶段，需考虑导弹在三维空间的运动。

当进入导引头盲区，则导引段结束，导弹随之惯性飞行至目标。

对于地面固定目标，如果导弹对准目标发射，那么在整个运动过程中就只需考虑导弹在竖直平面的运动。

整个过程不考虑导弹的飞行姿态，在方案飞行阶段，直接给定导弹飞行攻角的变化规律；在导引飞行阶段，通过导引律得出导弹需用加速度，采用攻角反算的方法来确定攻角。

导弹打击目标的弹道示意图见实验指导书1.1节。

所不同的是，本实验中目标为在三维空间的空中机动目标。

二、导弹数学模型2.1导弹运动方程及相关分析 2.1.1三维质点弹道将导弹看成可控质点，不考虑倾斜角的影响。

导弹运动的动力学运动学方程为：cos cos sin sin cos cos cos sin cos cos sin cos sin c c cmV P X G mV P Y G mV P Zx V y V z V αβθθαθθψαβθψθθψ⎧=--⎪=+-⎪⎪-=-+⎪⎨=⎪⎪=⎪=-⎪⎩ (0.1) 弹道模型为三自由度质点模型。

一种超音速飞行器音爆预测方法[发明专利]

专利名称：一种超音速飞行器音爆预测方法专利类型：发明专利
发明人：冷岩,钱占森
申请号：CN201611122806.3
申请日：20161208
公开号：CN108170878A
公开日：
20180615
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明涉及一种超音速飞行器音爆预测方法，采用CFD数值模拟与远场外插相结合的方法实现超音速飞行器的音爆预测，包括绘制满足要求的结构或非结构网格，确定CFD求解器以及求解方法；进行超音速飞行器的CFD求解；提取飞行器近场静态压力特征；通过任意数量的线性线段来近似表示初始波形的形状；周期性求解描述波形参数变化的一阶耦合微分方程组，得到下一时刻波形的信息；重复执行直至得到指定高度处的过压值的步骤。

本方法系统地模拟了飞行器外形、激波、膨胀波等因素的影响，计算精度大大高于传统线性方法，同时更加逼真地模拟了压力波在大气中的传播情况。

申请人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
地址：110034 辽宁省沈阳市皇姑区阳山路1号(沈阳市701信箱)
国籍：CN
代理机构：中国航空专利中心
代理人：杜永保
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北航基础学习知识物理实验研究性报告-使用振幅法测量声速

基础物理实验研究性报告使用振幅法测量声波的速度第一作者学号第二作者学号院系使用振幅法测量声波的速度(北京航空航天大学，北京102206)摘要：本文以“使用分振幅法测量声波的速度”为主要研究内容，在了解模拟示波器的使用和基本操作的基础上介绍实验原理和步骤，并利用已经记录的原始实验数据进行数据的处理和不确定度的计算。

另外，根据计算结果分析探究实验误差及其来源，并提出一些减小实验误差的建议。

关键词：模拟示波器；分振幅法；数据处理；不确定度；误差分析Using Amplitude Method of Measuring Sonic SpeedLi Huiqiang Ma Linghai(School of Astronautics Beihang University Beijing 102206)Abstract: This article takes "Using Amplitude Method of Measuring Sonic Speed" as the main research content, presenting experiments principle and steps based on the understanding of the use of an analog oscilloscope and its basic operating principles, and has recorded the raw experimental data for data processing and calculation of the uncertainty. In addition, it explores experimental errors and their sources according to the results of calculation analysis, and makes recommendations to reduce the experimental error.Key words: analog oscilloscope; amplitude method; data processing; uncertainty; error analysis一、实验重点(1)、了解模拟示波器的主要结构和波形显示及参数测量的基本原理，掌握示波器、信号发生器的使用方法；(2)、学习用示波器观察波形以及测量电压、周期和频率的方法；(3)、学习振幅法测量声波速度的原理及操作方法。