基于解析初值的滑翔飞行器轨迹快速规划方法

伪谱法等轨迹规划的直接法借助初始轨迹实现迭代子问题的首次构造，从而启动序列迭代算法。为提高伪谱法迭代过程的收敛效率，以小型滑翔飞行器轨迹规划为背景，建立简化的运动学模型，推导速度倾角、速度关于高度的解析/半解析表达式，实现了高精度初始轨迹的快速生成。仿真表明，相比线性假设、简化数值积分方法，解析方法生成的迭代初值可有效降低伪谱法迭代次数，在保证精度的同时提高了轨迹规划效率。     

一种近似解析的再入滑翔飞行器可达域快速生成方法

针对再入滑翔飞行器可达域快速计算问题，研究了一种近似解析求解方法。首先，将可达域求解问题归结为两类纵、横程极值轨迹规划问题，利用极大值原理推导出满足最大纵程/横程要求时飞行攻角对应当前最大升阻比攻角的结论，通过仿真验证了该结论的正确性。其次，结合再入滑翔飞行器动力学特性，设计了不同极值轨迹的倾侧角变化规律，并通过梯度下降方法优化得到相关参数。最后，在不同飞行器初始状态条件下，通过数值仿真得到了所提方法的可达域。其与伪谱法优化结果基本一致，证明了所提方法的有效性。     

升力式飞行器最短返回时间离轨点设计方法

针对升力式飞行器升阻比较大、横向再入机动能力较强的特点，提出了一种综合考虑着陆场位置、返回时间和离轨燃耗约束的最短时间离轨点设计方法。首先，在飞行器运行轨道和着陆场位置给定的条件下，求解了着陆点与星下点轨迹的最小横向距离，并考虑位置及时间约束，根据再入可达域参数确定了再入航程角和再入时间范围。其次，考虑离轨燃耗约束，推导了再入角给定时离轨航程角和离轨时间的解析计算方法，采用牛顿迭代法求解二者取值范围。最后，依据离轨段及再入段航程角范围确定了离轨窗口，用非线性优化方法求解了返回时间最短的离轨点位置。数值仿真表明，所提方法能实现多约束下的飞行器最短返回时间离轨轨道计算，具有较好的适应性，可为航天器离轨方案设计提供参考。     

基于星载AIS数据的TEC测量方法

基于星载船舶自动识别系统（AIS），提出一种计算全球电离层电子总含量（TEC）的方法。通过在卫星上搭载两个相互垂直的线极化天线，测量AIS信号穿过电离层时的法拉第旋转角，再通过法拉第旋转角与TEC的关系估算TEC。基于天拓五号卫星的AIS数据进行了实验验证，并分析了硬件设备误差和观测参数误差对结果造成的影响。实验表明，本方法测量出的TEC值与基于全球定位系统（GPS）测量的TEC值差值平均为0.762 TECU，证明了此方法的可行性。与现有的TEC测量方法相比，该方法只需利用现有的AIS系统，无需部署地面站，可大幅提高数据更新速率。      

混合并联TBCC动力的冲压流道跨声速流动及阻力特性

为了探究跨声速飞行工况下混合并联涡轮基组合循环（Turbo based combine cycle，TBCC）动力的冲压流道在冷通气状态下的流动及阻力特性，构建了一个巡航马赫数为4.0、基于混合并联TBCC动力的高马赫数飞机模型，通过三维定常数值模拟方法研究了其在Ma_∞=0.7~1.6，H_∞=11 km飞行环境下飞机-发动机内/外流动及其耦合特征。计算结果表明：跨声速状态下，冲压进气道入口处气流增压后的静压达到了自由来流滞止压力的85%~90%，气流接近于滞止状态，说明组合进气道存在强烈的节流效应，且冲压通道的喉道是组合进气道节流效应的主要贡献者；冲压发动机尾喷管的排气流动同时受到飞机绕流及涡轮通道排气系统等多方面的干扰，且涡轮通道排气射流对冲压发动机尾喷管气流本身就存在膨胀压缩及排气引射等多种干扰机制。阻力分析表明，压差阻力系数高出内表面摩擦阻力系数2个数量级，是跨声速状态下冲压流道阻力的主要来源；亚声速状态下，进气道阻力占比达到了60%~80%，是冲压流道的主要阻力部件，而Ma_∞>1.0超声速状态下，进气道阻力占比随飞行马赫数的增大而逐步减小，尾喷管的阻力则快速增长，阻力贡献逐渐向尾喷管转移，两者趋于接近。     

固定翼无人机编队的启发分布式模型预测控制

针对无人机编队飞行控制中队形保持、路径规划、重构、防撞等多重功能需求,采用启发型分布式模型预测控制框架,将需求转化为多目标优化问题中的代价函数与相容性约束求解,实现了对无人机编队飞行的一体化控制.同时,采用分阶段式的轨迹规划算法,融合模型预测轨迹规划与多项式轨迹规划,利用多项式轨迹系数实现高效的邻居轨迹信息交互,从而增大了模型预测控制的预测范围,并降低了规划控制过程中的计算量与通信量.最后,通过9架无人机的协同避障编队仿真,证明了该方法的有效性.     

基于TDLAS技术的喉栓式变推力发动机羽流速度特性

为研究喉栓式变推力发动机动态调节过程的羽流速度特性，采用有限速率化学反应模型和动网格方法，建立了考虑后燃反应的发动机羽流动态仿真模型。基于可调谐半导体激光吸收光谱（TDLAS）技术测速原理，对羽流速度测量结果进行了仿真计算。分析了喉栓往复调节过程的羽流瞬态流场结构，探究了后燃反应及测量位置对TDLAS羽流测速结果的影响。结果表明：发动机羽流场结构随着喉栓往复调节呈周期性变化，喉栓趋于关闭时，喷口附近出现强激波，下游羽流速度分布更均匀，速度梯度对TDLAS测量的影响降低；后燃反应导致羽流下游速度和H2O组分分布发生显著变化，沿下游方向，后燃反应对TDLAS所测沿光路平均速度振荡幅值的影响逐渐增大；实际测量时，选取距喷口更近的测量位置可以降低后燃反应和速度梯度的影响，获得更接近轴线测点速度的结果。     

气液比对气液同轴离心式喷嘴缩进室内流动过程的影响

为了研究气液同轴离心式喷嘴缩进室内部非定常流动过程,采用Level Set和VOF相耦合的方法结合网格自适应技术对缩进长度为8 mm的液体中心式气液同轴离心式喷嘴流动过程进行了数值仿真研究,计算得到了较为精细的液膜一次破碎过程、流场结构和压力振荡特性。结果表明：液膜的破碎模式受气液比的影响较大,随气液比的增加,液膜破碎模式由曲张表面波主导的破碎变为穿孔破碎。此外,清晰获得了自激振荡过程,分析了缩进室内部压力场及速度场分布特征,研究发现随着气体压降增加,气体环缝出口会出现膨胀波和激波,形成一个“扇环形”的超声速流场区域；激波后气流分离,出现旋涡,形成局部高压区,旋涡中心随激波面周期性地上下移动,致使局部压力出现周期性振荡。     

电动泵压式液氧煤油变推力火箭发动机动力学建模与仿真分析:Part Ⅰ-单点工况分析

为了解决电动泵压式液氧煤油变推力火箭发动机系统响应特性不明晰的问题，综合考虑了电池、电机及冷却通道的影响，建立了电动泵压式液氧煤油变推力火箭发动机仿真平台，深入研究了不同工况下系统响应特性以及系统性能参数随推力水平的变化规律。研究结果表明：系统性能参数响应存在短板效应，尽管电动泵响应速度快，而冷却通道参数响应速度慢，导致系统性能参数响应时间是电动泵转速响应时间的10倍以上；此外，低推力工况时，适当降低混合比，能够保证冷却通道出口亚临界情况下的顺利调节。因此，为了提高系统响应特性，在满足冷却压降要求时，应尽可能提高冷却通道内冷却剂流速。     

基于气凝胶的防隔热一体化材料研究进展北大核心CSCD

新型高速飞行器的快速发展对热防护系统提出了更高要求,基于气凝胶的防隔热一体化材料对提升热防护系统的防隔热性能和结构效率有重要意义。本文基于防热层材料的不同,分类概述了基于气凝胶的防隔热一体化材料的研究进展、结构形式和性能特点,并简要阐述未来防隔热一体化材料发展需要解决的问题。