对称交叉激波和湍流边界层相互作用的数值研究

针对两种双尖鳍外形的对称交叉激波与湍流边界层相互作用,采用N-S方程和两种湍流模型进行了计算。研究了网格收敛性、鳍的角度和湍流模型对壁面压强、Stanton数和壁面摩擦力线的影响。弱相互作用的计算结果较好,强相互作用的壁面压强和摩擦力线的计算结果与试验吻合较好,而Stanton数的计算结果较差,峰值高达试验的2.5倍左右。随着鳍的角度的增加,壁面压强和Stanton数的分布从单调分布发展为M型分布,两者的峰值不在相同的位置。湍流模型对壁面压强和壁面摩擦力线影响很小,对Stanton数计算的影响很大,SST模型比BSL模型表现好一些。     

亚声速进气道出口流场畸变控制研究

一种亚声速进气道出口流场存在较严重的总压畸变,为改善其出口流场品质,抑制总压畸变,首先分析了引起总压畸变的原因,即进气道扩张段内边界层发生分离;其次提出了在进气道内安装叶片式涡流发生器的流动控制方法,并进行了仿真验证;最后进行了进气道缩比模型的风洞试验。试验结果表明,在进气道设计马赫数(0.65)和非设计马赫数(0.21)条件下,安装叶片式涡流发生器后,在流量系数0.4～0.85范围内,进气道出口流场的综合畸变指数分别平均降低14.7%和23.8%,因此验证了流动控制方法的有效性。     

俯仰振荡引起的二元高超声速进气道不起动/再起动特性

针对高超声速飞行器受到扰动后俯仰姿态可能会瞬时大幅度改变或振荡的问题,为了分析其对进气道起动/不起动特性的影响,在Ma=4.03条件下对二元高超声速进气道俯仰振荡的流场进行了非定常数值模拟研究。研究结果表明:大幅度俯仰振荡的二元高超声速进气道会出现不起动和再起动现象,进入不起动/再起动状态时的流场特征和性能参数均发生剧烈变化;不同折合频率俯仰动态变化时,进气道的性能参数及流场特征存在明显差异,气动性能存在迟滞现象;折合频率越大,进气道发生不起动时的攻角值越大,再起动时的攻角值越小;折合频率增加到一定程度时,进气道可能出现全程起动或不起动现象,初始攻角将是决定进气道处于全程起动或不起动状态的关键因素。     

导弹协同作战四维制导控制研究

提出了具有三个剖面的导弹协同作战四维制导控制构架。以BTT控制形式的导弹为例进行了四维制导控制方法研究。在分析总能量控制理论的基础上,设计了适于具有过载自动驾驶仪内回路的BTT导弹的速度/高度解耦控制器,实现了四维制导构架中速度和高度剖面的解耦,最后进行了仿真验证。仿真结果表明,四维制导控制器能够根据任务规划系统的指令控制导弹实现协同作战。     

控制受限柔性航天器姿态机动内闭环成形控制

针对柔性航天器带有执行机构饱和的姿态控制问题,提出了一种将反馈控制与内闭环信号成形相结合的控制方法。将成形器作用于系统内闭环回路中,通过人为引入控制延时达到抑制振动的目的,避免敏感器扰动、执行机构饱和等非线性影响控制器振动抑制效果。全物理实验结果表明,在反作用飞轮存在控制力矩饱和的情况下,该方法不仅使航天器快速地、平稳地完成高精度姿态机动,而且显著地减少了柔性结构的弹性振动,具有算法简单、易于在轨实时计算的优点。
     

一种应用三角内插技术的频率估计算法

Rife和Quinn等基于FFT的频率估计算法性能不够稳定,在部分频率点能获得满意的估计效果,但在其它频点估计性能恶化严重。本文将三角内插技术应用于频率估计,提出了一种新的基于FFT的频率估计算法,能够克服他们的缺点,非常适合于低信噪比条件下卫星通信信号的接收。该算法首先用FFT实现频率的粗估,再应用三角内插技术提高估计精度,最后对估计偏差进行修正,保证了估计的无偏性。仿真结果表明该算法能实现非常精确的频率估计,且估计性能不受信号频率的影响,在各频点上估计方差都非常接近克拉美劳界（CRB）,具有很低的工作门限。与时域估计算法相比,相同估计方差条件下该算法运算量低、易于实现。     

内卫星辐射计效应建模与分析

辐射计效应是内卫星的主要干扰因素之一, 是决定内编队重力场测量水平的重要因素. 通过分析内卫星所受辐射计效应产生的原因, 建立了内卫星辐射计效应模型, 并分析了各个参数对辐射计效应的影响及减小辐射计效应的方法. 结果表明, 通过降低腔体中平均压力、内卫星表面和外卫星腔体内壁面温度梯度以及内卫星的面质比均可减小辐射计效应引起的加速度.      

流体式高超声速可调进气道流动机理及工作特性分析

针对基于二次流控制的定几何高超声速可调进气道设计概念,给出了其具体的流道实现方案,而后通过全流道仿真分析,检验了该可调进气道在马赫数4~6范围内的可实现性,获得了其工作特性,并对弯曲激波后的总压损失特性、二次流的能量获取及消耗机制等流动机理进行了专门分析。结果表明：该流体式可调进气道能够依靠自身高压驱动二次流来实现对口部波系的调节,使进气道在低马赫数下的流量系数相对于常规定几何高超声速进气道提高24%以上,总压恢复提高7%左右,且最大二次流消耗量只占了进气道捕获流量的1.6%左右。另外,虽然弯曲激波的波后总压和马赫数分布表现出了一定的不均匀性,但是其平均总压恢复系数与相同倾角平面激波相比下降不大。二次流循环流动所消耗的机械能由外部外流剪切力做功补充,而二次流注入会使当地边界层的速度型变得瘦弱,形状因子增大。     

一种紧凑无人机进气道设计和流动控制研究

在满足对发动机风扇全遮挡的前提下,提出一种双"S"弯紧凑进气道的设计方案,通过CFD计算和风洞试验验证,进气道出口流场基本满足发动机要求。另外,对采用涡流发生器方法控制流动分离的备选方案进行了试验研究,证实该方法能够降低发动机进口流场的稳态周向畸变。