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关键词： FADS   椭球体头部高超声速飞行器   气流角放大效应   解算方法   高超声速风洞试验  

摘要： 相较于以探针、风标为代表的传统大气数据系统，嵌入式大气数据传感（FADS）系统在热防护、隐身性及测量精度方面更能满足高超声速飞行器任务需求。针对头部为椭球体的升力体构型高超声速飞行器，在风洞缩比实验模型头部布置11个测压孔，综合考虑迎角及侧滑角角度敏感性、马赫数解算精度和多冗余度等影响因素，分析选取了角度和马赫数解算时的测压孔配置方案。结合三点法与拟合算法的优势，建立了高超声速条件下椭球体头部飞行器嵌入式大气数据系统解算方法，并对椭球体头部和激波带来的气流角放大效应进行修正。Ma=6.0的风洞实验结果表明：高超声速FADS系统解算方法的角度解算不确定度小于0.41°、准度小于0.38°，马赫数解算不确定度小于1.1%、准度小于0.52%。

摘要： 第一部分 阅读理解(共两节,满分40分) 第一节(共15小题;每小题2分,满分30分) 阅读下列短文,从每题所给的A、B、C和D四个选项中,选出最佳选项. A It's no secret that some of the world's best ski resorts(胜地)are found within Switzerland's outstanding *** are some of them.

摘要： 一、单选题 1.B 提示:由题图可知函数f(x)的图像在x=1处的切线的斜率比在x=3处的切线的斜率大,且均为正数,所以0

摘要： 一、单选题1.B 2.D 3.C 4.A 5.C 6.D 7.A 提示:f'(x)=5x4+an+1cos x-(2an+3),易知函数f'(x)为偶函数. 又f'(x)有唯一零点,则必有f'(0)= an+1-(2an+3)=0,即an+1=2an+3.

关键词： 高亚声速无人飞行器   滑跑纠偏控制   非线性制导算法   线性扩张状态观测器   滑跑试验  

摘要： 滑跑起降是无人飞行器起飞和回收的一种主要方式，滑跑过程中的跑道保持和纠偏控制对飞行器的安全性具有关键的作用。为了解决高亚声速无人飞行器滑跑起降过程中的纠偏控制问题，论文设计了以非线性制导算法为主要前馈环节，结合实时侧偏距进行反馈补偿的滑跑纠偏控制方法，并开展了仿真验证；为了克服实际系统中执行机构控制误差等不确定扰动的影响，论文中引入了自抗扰控制中的线性扩张状态观测器，通过观测器对滑跑纠偏控制过程中的非线性不确定项进行估计，并反馈补偿到滑跑纠偏控制律中。通过仿真与实际的滑跑试验，论文所提出的方法，可以在存在初始位置偏差，以及执行机构控制误差的情况下，实现较高滑跑速度工况的高精度稳定纠偏控制，满足高亚声速无人飞行器自主起降控制的需求。

关键词： 子结构   颤振   气动弹性   活塞理论   插值  

摘要： 准确预测超声速飞行器颤振速度边界是超声速飞行器气动弹性研究的重点和难点之一。针对超声速飞行器模型自由度数高且颤振模态耦合形式复杂的问题，提出了一种基于不匹配结点对接子结构法的结构降阶建模方法，结合非定常活塞理论和流-固耦合形态插值理论实现气动弹性颤振建模，采用传统模态法、传统子结构法和不匹配结点对接子结构法对某后掠机翼模型和壁板模型的进行超声速颤振特性分析。结果表明，与商业软件相比，采用子结构法建立的降阶模型的主要低阶频率相对误差不大于1.1%，颤振速度相对误差不大于1.3%。与传统模态法相比，子结构法需要的模态阶数更少。因此本文方法可高效准确地预测典型超声速飞行器的颤振特性。