文武双全的“天基红外系统”——美国新一代导弹预警卫星

据美国全球安全网2010年12月13日报道,美国已成功完成首颗"天基红外系统"地球静止轨道卫星的最终集成系统测试,该卫星将于2011年春天用宇宙神-5火箭从卡纳维拉尔角空军基地发射,它将显著提升美国的导弹预警能力和对其他重要国家安全任务的同步支持     

扰动形状对钝头体非对称流动的影响

通过在钝头体头部施加人工扰动块可以得到确定的大攻角下的非对称背涡结构。为了研究扰动块形状对非对称背涡结构的影响,本文在攻角50°、雷诺数Re_D=1.54×105的条件下,利用数值模拟对周向角90°、子午角10°的扰动位置的半球形、D型及方形3种扰动块形状分别进行了研究。研究发现在同一扰动位置,半球形扰动主控下的背涡结构为右涡型,而D型扰动和方形扰动主控下的背涡结构呈现左涡型,且方形扰动主控下的背涡结构的非对称性弱于其他2种扰动主控的非对称背涡。通过分析发现扰动块所引起的微流动直接影响钝头体非对称背涡结构。因此为了更精准地通过施加人工扰动得到确定的非对称背涡结构,应尽量选择形状简单、表面平滑过渡的扰动块形状。      

基于大涡模拟的平流层浮空器气动特性分析

为研究不同球体间距对“球形囊体型”平流层浮空器(SLV)气动特性的影响,采用有限体格式、结构网格和大涡模拟(LES)计算方法求解不可压缩的Navier-Stokes(N-S)方程,对超临界雷诺数“球形囊体型”平流层浮空器绕流进行数值模拟,并对不同球体间距下的数值计算结果进行详细的分析比较.通过对比试验数据,单球体数值模拟的阻力系数时均值与Achenbach的试验数据一致,验证了计算方法分析超临界雷诺数球体绕流问题的准确性.研究不同间距的双球体阻力变化规律以及振动频谱特性,随上下游球体间距G的增加,合阻力先增大后减小,上游球体的阻力占优振动频率逐渐减小;G=1.5D(D为球体直径)和G=2D时,上下游球体有相同的占优振动频率.随间距G的增加,两球体相互作用与上游球体对下游球体的尾涡结构影响逐渐减弱.      

基于SVM和EKF的高超声速滑翔飞行器轨迹预报

高超声速滑翔飞行器（HGV）拦截问题中,轨迹预报是成功拦截的重要基础。针对HGV机动能力强、轨迹多变的特点,提出了一种基于支持向量机（SVM）和扩展卡尔曼滤波（EKF）的轨迹预报方法。在HGV的滑翔段机动模式分析的基础上,将HGV的机动运动分解为纵向运动模式和侧向运动模式,进而对运动模式的特征参数予以标定,形成SVM的训练集。建立地基单雷达轨迹跟踪模型,采用EKF对HGV滑翔段轨迹进行稳定跟踪并实现对运动模式特征参数的估计。基于SVM,建立了HGV运动识别框架,实现了对HGV滑翔段轨迹的预报。对平衡滑翔和跳跃机动2种典型机动模式进行数学仿真验证,结果表明,所提方法可以提高对该类目标的轨迹预报精度。      

输入饱和情形下战斗机大机动动态面控制

针对战斗机大机动飞行输入饱和问题,提出了一种自适应神经网络动态面控制方法。采用径向基(RBF)神经网络逼近飞机系统的不确定性,利用双曲正切函数处理系统的输入饱和问题,根据饱和受限后的实际控制输入与期望控制输入之差定义新误差变量,结合该误差变量设计大机动飞行控制律,并构造鲁棒项抵消神经网络逼近误差、外部干扰和建模误差的影响,利用动态面控制技术避免对虚拟控制器的复杂求导并减小计算量。根据Lyapunov稳定性定理证明了闭环控制系统所有信号有界,且通过选择合适的设计参数能够使姿态角跟踪误差收敛到原点的任意小邻域内。通过仿真结果的分析,验证了所提方法具有较好的鲁棒性和稳定性。      

三角机翼过失速非定常空气动力特性研究

在３ｍ低速风洞中研究了７０°后掠角三角翼过失速气动特性。实验中使用了专门设计的液压动态实验台，它可以模拟迎角的变化规律以便研究角速度，迎角变化历程对空气动力特性的影响。实验中迎角范围０°－９０°。使用六分力应变天测量非定常空气动力。研究指出：当作大迎角纵向过失速机动时，其空气动力有很大超调量和呈现滞回线特征，它们随着减缩频率增大而增大。特别是力矩特低迎角（α＞３０°）具有阻尼特征，但在高迎角时（３     

海豚型直升机转弯机动飞行特性研究

本文以能量法研究直升机转弯机动飞行特性，这是评价一架直升机机动性能的基本要素之一。文中以海豚型直升机（直九）为算例，给出能量图和机动图，并利用能量法原理分析了直九机的自动转弯、下降转弯、减速转弯机动飞行特性，计算了各参数对这些转弯性能的影响。     

1．2m和0．6m高速风洞飞机大攻角测力试验数据相关性研究

介绍飞机大攻角标模在高速所１．２ｍ和０．６ｍ风洞中进行大攻角测力试验研究所得数据与国外２．５ｍ和０．６ｍ风洞所得数据的相关研究情况。相关性研究的试验Ｍ数均为０．３５～０．８；两座０．６ｍ风洞试验攻角为０～２９°；侧滑角高速所为５°，国外为５°、１０°。１．２ｍ和２．５ｍ风洞的试验攻角为－３～４８°；侧滑角为５°、１０°。研究表明，该飞机模型在这四座风洞中吹风试验数据的相关性是好的。     

面向先进飞行器设计的非定常空气动力学

着重综述飞机在大攻角飞行中遇到的非定常气动力问题，同时强调进一步发展非定常空气动力学对先进飞行器设计具有重要意义。     

深空探测器大口径天线指向在轨标定方案

基于深空探测器配备的大口径天线的指向精度要求,给出了一种深空探测器大口径天线在轨指向的标定方案,以解决深空探测器安装的大口径天线的在轨指向评价问题。通过对飞行器特点和约束条件的分析,结合"嫦娥4号"中继星天线的具体情况,采用星地协同工作的方法,给出了天线指向在轨标定的方案,并明确了标定的实施流程,最后对标定过程中的误差情况进行了分析。本方案可推广应用于其他深空探测器大口径天线指向标定方案的设计。