不同进口边界层条件下S形扩压器流场特性研究

为了研究S形扩压器边界层分离和二次流之间相互作用的机制,采用数值模拟方法,对不同进口边界层条件下的S形扩压器内流场进行了计算。结果表明:边界层分离和二次流之间存在着密切关系,边界层分离带来的大面积低速区显著地加大了二次流的强度和尺度,二次流又反过来会改变分离区的分布。S形扩压器二次流的发展可认为是两个弯道产生的流向涡相互对抗的过程,对于进口带有长等直段的方案,边界层更易发生分离,扩压器出口二次流最终发展成为"上抬涡"模式。此时总压恢复系数等于0.978,而总压畸变指数和旋流系数分别高达0.55和0.035,其气动性能明显劣于无长等直段的方案。     

无线电干涉测量在深空航天器导航中的应用

介绍了用于确定航天器相对于自然射电源或另一颗航天器角位置的几种无线电干涉测量技术及其在深空探测航天器导航中的应用。差分干涉测量通过对传播时延进行差分消除了大量公共误差,可以达到很高的测角精度,对深空航天器的导航具有重要意义。针对几种干涉测量技术中包含的相位整周模糊这一关键问题,介绍了当前国际上的几种解决方法。系统地分析了影响干涉测量的主要误差源,并对这一领域未来的发展趋势进行了展望。     

复杂电磁环境下ESPRIT算法的测向性能

从复杂电磁环境的实际应用出发,从入射角度、阵元间距、信号带宽、多信源(邻近信号)这4个因素对旋转不变子空间算法的测向精度作了仿真研究,得出了一些结论,发现旋转不变子空间算法比多重信号分类算法更适合于在复杂电磁环境中的应用.     

提高瞄准棱镜安装精度稳定性

平台瞄准棱镜组件是平台方位光学瞄准的基准, 用于全箭初始对准, 其安 装精度的稳定性会直接影响火箭的落点精度。分析了影响瞄准棱镜安装精度稳定性的几 种原因,找到其关键因素,并针对影响精度稳定性的关键因素提出了改进设计的方法, 并进一步通过试验验证,证实了设计改进的正确性。     

蝉翅翼的运动研究与三维数值分析

以蝉为研究对象,首先通过分析蝉翅翼在高速摄像机下的运动影像获得了其运动方程,然后建立了蝉翅翼的三维模型,并研究了基于Fluent软件的蝉翅翼周围流场数值模拟方法,最后模拟分析了三维蝉翅翼模型在不同运动参数(拍动频率、拍动幅值和最大扭转角度)下的平均升力系数和平均阻力系数.研究结果表明最大扭转角度对蝉翅翼气动力影响较大,因此在仿蝉扑翼飞行器的设计与操控中必须考虑扭转运动.      

滚转轴操纵灵敏度与动稳定性分析

在国军标的基础上,结合试飞实际和理论分析,深入研究了滚转模态时间常数过小的不利影响,提出了改进方法,并且结合试飞实际对该方法进行了验证。结果表明:适当调整滚转操纵灵敏度可以提高滚转模态时间常数,从而避免在横向小杆量操纵中飞机出现持续锯齿状滚转的现象,提高了飞行品质。该项研究为完善滚转轴飞行品质评价提供了有价值的参考。     

制导精度一体化试验的Bayesian样本量计算方法

针对制导精度一体化试验的样本量计算(SSD)问题,分析了应用经典样本量计算方法和标准幂先验的Bayesian样本量计算方法存在的问题和矛盾;为了解决验前样本量很大时,基于标准幂先验得到的设计先验与Bayesian平均后验方差准则之间的矛盾,综合考虑仿真可信度与验前样本量的影响,提出了试验的设计效应指标,给出一种基于试验的设计效应等价确定修正幂先验指数的方法,并用于构造Bayesian样本量计算的设计先验;以兴趣参数Bayesian估计的平均后验方差为输出精度,分别设计了在试验经费约束和评估精度要求约束下的一体化试验方案样本量优化计算方程,并通过示例分析证明了所提Bayesian样本量计算方法的有效性。     

用虚拟黏性法构造Navier-Stokes方程黏性项的隐式格式

提出的虚拟黏性法是一种关于Navier-Stokes方程黏性项(黏性应力项和传热项)的隐式新方法。通过引入虚拟时间和虚拟黏性项,将隐式格式的构造大大简化,从而避免了大型复杂隐式差分方程组的常规求解。在虚拟时间推进过程中所需求解的方程组的系数矩阵是一个三对角矩阵,它具有计算简单且计算量小的优点。用模型方程和Navier-Stokes方程进行了数值仿真,研究各种参数对计算的影响,并在精度和效率上与显式方法进行比较,证实了算法的正确性和优势。最后分析了本文格式的适用范围。     

平均攻角和振幅对振荡翼型气动特性的影响

采用一种基于k-ωSST模型和γ-θ转捩模型的雷诺平均N-S方程数值方法,对雷诺数Re=1.35×105下的NACA0012振荡翼型和静态翼型非定常流场和升力特性进行模拟,在缩减频率K=0.1的条件下研究了翼型振荡运动中平均攻角和振幅对平均升力系数的影响,并与静态翼型的升力特性及实验结果进行了对比。结果表明:当平均攻角小于临界攻角时,翼型的振荡运动会降低平均升力系数,当平均攻角大于临界攻角同时最小攻角小于临界攻角时,翼型的振荡可以提高平均升力系数。在平均攻角为12°~17°时,翼型振幅为6°左右时可获得最大平均升力系数,与静态翼型相比,平均升力系数可提高30%~45.7%。当振荡过程中最小攻角对应静态翼型轻失速攻角时,翼型上仰阶段前缘涡的产生和集中涡的稳定附着是平均升力系数大幅度阶跃式提升的原因,静态翼型与振荡翼型的组合可提高升力并拓宽攻角范围。     

飞控系统的鲁棒特征结构配置研究

对当前飞控系统的设计进行了总结,提出了改善飞行性能和提高鲁棒性集两者与一体的鲁棒特征结构配置设计的思路,建立了特征值灵敏度指标,给出了可行的特征向量配置方案。