复合固体推进剂燃烧性能模拟计算的神经网络方法

在总结已有燃烧模型的基础上，重点考虑压强、氧化剂的重均粒径、氧化剂的质量浓度三种主要影响因素，提出了一种基于误差反传（ＢＰ）神经网络的复合固体推进剂燃烧性能模拟计算方法，计算结果和实验值吻合较好，这为推进剂配方的计算机辅助设计提供了一种新方法。     

临界雷诺数下旋成体头部/后体和非对称涡流动响应间的确定性

 在尖拱形细长旋成体的大迎角（α=40°）流动中通过低速风洞测压实验研究了在临界雷诺数下模型头部扰动、后体粗糙度与非对称涡流动响应的确定性问题。实验雷诺数范围在1.0×10⁵～9.0×10⁵。实验结果分析表明，临界雷诺数下模型头部在不设置人工扰动情况下与非对称涡流动响应具有不确定性；而借鉴亚临界头部扰动与流动响应确定性问题的研究方法在模型头部设置人工扰动，结果显示响应存在确定性。关于后体粗糙度对响应的影响，实验结果表明临界雷诺数下该响应存在确定性。     

非定常气动力计算中的偶极子格网法

从亚音速、跨音速和超音速三个方面叙述了非定常气动力计算中的偶极子格网法，且给出了其基本解法和计算实例。     

A practical filter error method for aerodynamic parameter estimation of aircraft in turbulence

It is common for aircraft to encounter atmospheric turbulence in flight tests. Turbulence is usually modeled as stochastic process noise in the flight dynamics equations. In this paper, parameter estimation of nonlinear dynamic system with both process and measurement noise was studied, and a practical filter error method was proposed. The linearized Kalman filter of first-order approximation was used for state estimation, in which the filter gain, along with the system parameters and the initial states, constituted the parameter vector to be estimated. The unknown parameters and measurement noise covariance were estimated alternately by a relaxation iteration method, and the sensitivities of observations to unknown parameters were calculated by finite difference approximation. Some practical aspects of the method application were discussed. The proposed filter error method was validated by the flight simulation data of a research aircraft. Then, the method was applied to the flight tests of a subscale aircraft, and the aerodynamic stability and control derivatives were estimated. All the estimation results were compared with the results of the output error method to demonstrate the effectiveness of the approach. It is shown that the filter error method is superior to the output error method for flight tests in atmospheric turbulence.     

民机空难相关非定常气动力问题研究

近年来,非定常气动力引起的飞行失控在造成民机空难事故诸因素中名列前茅,已经成为困扰国际民用航空运输发展的一个聚焦点。大气飞行气动力环境本质上是非定常的,而迄今飞机均按定常空气动力学和线性飞行力学原理设计,这就决定了现有民机在真实飞行中必然存在飞行失控之类的安全缺陷。简要介绍近年来国内外飞行失控造成民机发生重大飞行事故的情况,着重阐述采用非定常气动力和非线性飞行力学高新技术减少飞行失控、改进现役民机飞行安全性的研究思路和主要技术途径,旨在推动我国尽快实现减少民机空难事故这一重大目标。     

摆在空气动力学家面前的隐形技术

本文简要地回顾了飞机空战思想演变的几个主要片断和空气动力学家在此进程中所起的作用;在分析当今制空对策发展趋向的基础上,指出隐形技术是今后作战飞机将采用的一种有效措施,以及面对这种势态空气动力学家必须从过去单纯追求最佳气动布局的概念中解脱出来而应认真思考的一些新问题。     

航空技术的发展趋势与航空关键技术

展望了民用和军用航空的发展趋势，综述了民用和军用飞机的主要研究方向，并对面向21世纪的航空关键技术，如空气动力学、先进推进技术、先进航空材料、航空电子和控制技术以及现代制造技术等作了简要论述和预测。     

细长体大迎角绕流的滚转角特性

尖拱和钝拱细长体的截面侧向力分布呈现明显的滚转角效应。不同滚转角下尖拱侧向力沿轴向分布曲线(CC～x/D)的相位和半周期各不相同,截面侧向力随滚转角变化(CC～)呈现一定的无规律性;而钝拱CC～x/D曲线的相位和半周期基本相同,但振幅值大小依赖于滚转角,CC～分布呈完全的无规律性。尖拱模型头部的加工精度导致的微扰动使得尖拱CC～x/D分布变成型式基本一致的两簇曲线,其特征点和半周期分别对应相同,CC～分布呈现典型的双周期方波。     

电弧等离子体射流光谱学诊断系统及软件包

本文描述了电弧等离子体射流光谱信号自动化ＣＣＤ测量系统，介绍了自行研制的诊断软件包的功能。我们采用的ＣＣＤ测量系统，数据采集和处理由ＰＣ机实施，其测量速度达到毫秒级，、波长分辨率为０．０１ｎｍ，一次测量光谱范围为２２．０ｎｍ。利用该系统对纯氩和氩、氮混合电弧等离子体射流进行了测量，获得了射流的原子和分子光谱谱图。     

弹丸气动力特性计算方法

本文介绍了制导与非制导单独强身亚、跨、超声速有攻角时的升力、阻力特性及压力中心的计算方法。其中超声速波阻采用 Van Dyke 二级扰动理论计算,跨声速波阻用半经验方法处理。其余如摩阻、底阻、粘性分离和旋转带的阻力均用经验方法计算。无粘升力特性,在超声速时用一级横流理论计算,亚、跨声速时采用半经验方法处理,粘性升力特性则全部用经验方法计算。这套方法已软件化,用一个源程序表出。计算结果表明,该方法对尖头、截平头和半球形头部的实际弹形均有相当好的升力、阻力特性计算精度,并能给出合理的压力中心计算结果。