飞行器动态下俯过程中的负阻力现象

利用水洞中动态测力/流动显示一体化实验系统,研究飞行器简易模型等速俯仰过程动态气动特性.测力天平为三分量内式尾支形式;利用氢气泡方法观测机翼上表面流动,测力和流动显示结果同时记录.当下俯无量纲角速度k≥0.11时,观测到正攻角时的负阻力现象.分析测力和流动显示结果,表明负阻力是下俯过程中上翼面流动由分离向附着恢复过程中的迟滞效应引起的,负阻力的大小与下俯无量纲角速度和下俯起始攻角有直接关系.      

气液同轴直流式喷嘴喷雾及燃烧试验研究

介绍了气液同轴直流式喷嘴的冷流喷雾特性实验研究和热点火燃烧试验工作。冷态实验以空气和水作为模拟工质在亚临界条件下模拟燃气和液氧, 研究了气液喷嘴的雾化特性、流量特性和气液两相的相互影响。用液氧和高温燃气对多个喷注单元组成的喷注器在超临界压力下进行了燃烧试验。通过冷态和热态试验, 确定了 4种喷嘴的性能优劣。      

High-speed wind tunnel test of the CAE aerodynamic validation model

For the purpose of establishing and validating aerodynamic performance predictions at transonic Mach numbers, a wind tunnel test was conducted in the High-Speed Tunnel (HST) of the German-Dutch Wind Tunnels. The test article is the aerodynamic validation model from the Chinese Aeronautical Establishment, which is a full-span scale model representation of a business jet aircraft. The wind tunnel test comprised of parallel deployments of balance, pressures, infrared thermography, and model marker measurement techniques. Dedicated investigations with a dummy support were conducted as well, in order to derive and correct for the interference that the support system imposed on the overall model loads. This enabled the establishment of a comprehensive dataset in which the steady overall model loads, the wing load distribution, the state of the wing boundary layer, and the aeroelastic wing shape were quantified for conditions up to and beyond the cruise Mach number of 0.85.     

仿真模型验证实用方法研究

仿真模型VV&A是仿真模型开发中的一项重要工作 ,贯穿于模型开发的全生命周期。本文重点讲述了实际数据序列和仿真数据序列比较法和理论比较法 ,并给出了相应的例子来说明这两种方法的使用情况。     

测速雷达的电波折射简易修正方法及精度分析

为尽量简化多测速雷达定轨系统的气象测量，探讨了采用Hopfield对流层折射指数模型代替探空气象测量的适用性。主要分析了采用Hopfield模型与采用实际探空测量数据的折射误差修正量差别，目标轨迹误差对修正量的影响，以及气象参数对修正量的影响。     

合成孔径雷达实时成像回波数据的生成方法

在分析合成孔径雷达成像原理的基础上 ,建立了雷达回波信号模型 ,提出了一种生成回波数据的方法。并利用这种回波数据 ,在奔腾 PC机上实现了机载合成孔径雷达的实时成像软件仿真。该实时成像方法可用于考核合成孔径雷达 ( SAR)实时处理器连续动态成像的性能、如 :实时性图像拼接 ,载机运动补偿等。     

平滑切换控制律的参数化设计及其在倾斜转弯导弹中的应用

研究了一类可以抑制切换时刻输出跳跃的多模型切换控制器的设计问题。基于参数化特征结构配置结果及模型跟踪方法,设计了满足输出跟踪性能并使多模型系统中各闭环子系统渐近稳定的多模型切换控制律集合。充分利用了参数化特征结构配置方法提供的全部自由度,协调选取各子系统控制律中的参数来抑制切换时刻的输出跳跃。将本文提出的方法应用到某型倾斜转弯导弹自动驾驶仪设计中,仿真结果表明导弹的输出过载迅速准确跟踪制导指令,并且切换抖动得到有效抑制。     

基于递推最小模型误差估计的机动目标跟踪

将非线性系统递推最小模型误差估计用于机动目标跟踪 ,有效地解决了基于Kalman滤波的跟踪算法对机动模型的依赖性和非线性跟踪的不稳定性问题。仿真结果表明 ,该估计方法能适应不同的机动方式、精度高、跟踪快速 ,具有重要的工程应用价值     

高超声速飞行器通流模拟方法与风洞验证技术

综合运用风洞测力、测压和脉动压力测量与分析技术,给出了一种高超声速飞行器通流缩比模型风洞验证试验方法。选取轴对称布局和升力体外形模型,通过风洞验证试验,研究了不同进气道喉道高度条件下模型通流状况与气动特性,以及在给定进气道喉道高度条件下改变雷诺数对模型气动特性的影响。研究结果表明:该验证试验可有效实现风洞模拟进气道不同工况通流条件,达到研究模型气动特性和优化进气道设计的目的;对于升力体布局外形,雷诺数的变化对模型的通流特性影响很小,可为模拟实际飞行条件提供一定依据。相关的数据处理与分析方法,可作为开展此类模型风洞试验的借鉴。     

导弹目标红外场景仿真技术的研究与实现

红外场景的计算机仿真是导弹预警系统研究的重要环节。首先介绍了红外场景仿真系统整体组成；然后分析了红外场景仿真系统中导弹轨迹数据处理、背景云图变化模拟、卫星姿态扰动模拟以及探测器噪声模拟等关键技术，计提出了具体仿真实现方法；最后进行了仿真实验，合成出了部分导弹／背景图像。