抛物化 Navier-Stokes 方程(PNS)和高氏 PNS 理论及其应用的评述

抛物化 NS 方程得到广泛应用,已经成为工业标准气动计算的基础。现有的八种抛物化 NS 方程有不同的名称,方程中粘性项的形式略有不同,其中的 PNS 和薄层（TL）NS 方程应用最多。但是这些方程都具有类似的数学性质,例如,当流向方向上马赫数大于1时,他们都是抛物型方程,可以采用空间推进算法（SMA）进行求解。与采用时间推进算法求解的 NS 方程或雷诺平均（RA）NS 方程相比,PNS-SMA 计算降低了空间的维数,节省了大量的存储空间和 CPU 计算时间。PNS-SMA 算法也获得了巨大的进展。但是,早期 PNS 研究在理论上是相当模糊的,高智在1990年提出的粘性／无粘干扰剪切流理论（ISF）弥补了这一不足。ISF 理论概括了 PNS 方程所能描述的基本流动,提出了其流动的运动规律及数学定义式,所导出的 ISF 方程组也属于 PNS 方程的一种。为了不增加新的名称,我们将 ISF 方程组也称为高氏 PNS 理论和方程组。这一理论在 NS 方程和RANS 方程的计算中均有重要的应用。例如,计算最优坐标系的选择以减少伪扩散,网格尺度选择及局部网格加密设计以捕捉高超声速流动中物体表面热流等的急剧变化,壁面压力边界条件的选择以及由高 PNS 导出的壁面判据来进行 NS 和 RANS 近壁数值解可信度评估。本文评述了一些初步的应用,进一步的应用和综合 PNS-SMA,RANS-SMA 以及 PSE-SMA 计算值得深入研究,这里 PSE指抛物化稳定性方程。     

Sliding mode tracking control for miniature unmanned helicopters

A sliding mode control design for a miniature unmanned helicopter is presented. The control objective is to let the helicopter track some predefined velocity and yaw trajectories. A new sliding mode control design method is developed based on a linearized dynamic model. In order to facilitate the control design, the helicopter’s dynamic model is divided into two subsystems,such as the longitudinal-lateral and the heading-heave subsystem. The proposed controller employs sliding mode control technique to compensate for the immeasurable flapping angles’ dynamic effects and external disturbances. The global asymptotic stability(GAS) of the closed-loop system is proved by the Lyapunov based stability analysis. Numerical simulations demonstrate that the proposed controller can achieve superior tracking performance compared with the proportionalintegral-derivative(PID) and linear-quadratic regulator(LQR) cascaded controller in the presence of wind gust disturbances.     

DLR-F6/FX2B翼身组合体构型高阶精度数值模拟

基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和结构网格技术,采用五阶空间离散精度的加权紧致非线性格式(WCNS)和剪切应力输运(SST)两方程湍流模型,开展了DLR-F6和DLR-F6_FX2B 2种翼身组合体构型的高阶精度数值模拟,计算外形来自AIAA第三届阻力预测研讨会。主要目的是确认WCNS模拟跨声速典型运输机构型和预测局部构型变化引起的气动特性变化量的能力。在固定升力系数条件下,采用粗、中、细3套网格开展了网格收敛性研究,从气动力系数、压力系数分布、表面流态等方面研究了网格规模对DLR-F6和DLR-F6_FX2B翼身组合体数值模拟结果的影响;采用中等网格开展了来流迎角对2种翼身组合体气动特性的影响研究。通过与National Transonic Facility(NTF)的试验结果和CFL3D的计算结果对比,表明采用高阶精度计算方法得到了网格收敛的数值模拟结果,较好地模拟了DLR-F6翼身组合体局部修型引起的微小气动特性变化和翼身结合部流动特性的差异。     

Aerodynamic design optimization of nacelle/pylon position on an aircraft

The arbitrary space-shape free form deformation (FFD) method developed in this paper is based on non-uniform rational B-splines (NURBS) basis function and used for the integral parameterization of nacelle-pylon geometry. The multi-block structured grid deformation technique is established by Delaunay graph mapping method. The optimization objects of aerodynamic characteristics are evaluated by solving NavierStokes equations on the basis of multi-block structured grid. The advanced particle swarm optimization (PSO) is utilized as search algorithm, which com-bines the Kriging model as surrogate model during optimization. The optimization system is used for optimizing the nacelle location of DLR-F6 wing-body-pylon-nacelle. The results indicate that the aerodynamic interference between the parts is significantly reduced. The optimization design system established in this paper has extensive applications and engineering value.     

一种基于共轭方程法求解黏性反问题的简化方法

 对于给定压力分布的黏性气动反问题,考虑到壁面微小扰动造成的压力变化主要由势流作用引起,因此可以简化用以获得目标函数对设计变量敏感性导数的共轭方程。将黏性流场插值到粗网格中作为彻体力模型方程的解,则其相应的共轭方程将以简单的源项取代原方程中复杂的黏性项。由于在粗网格中求解,网格数减少,同时收敛速度加快,简化的共轭方程计算时间可以减少到黏性方程的十分之一。典型的算例结果表明,对于附着的边界层流动简化方法计算得到的敏感性导数具有较高的精度,能够有效完成反问题设计且减少总的计算耗时。     

气动声学计算中一种声扰动方程的改进

研究了气动声学计算中的一种改进声扰动方程(IAPE)。采用三种不同的声传播模型,数值分析了声在均匀流以及剪切流中的传播问题。与线化欧拉方程(LEE)相比,除了个别位置预测的压力峰值较小以外,声扰动方程(APE)几乎能够预测到类似的物理特性;另外,APE方程具有无需求解密度方程,计算成本相对较少等优点。为弥补APE方程预测压力峰值较小的缺点,通过分析APE方程,这类方程中需要加入剪切流与声波相互作用的源项。为此,对APE方程进行改进,加入了一种声源项,计算结果表明,改进的APE方程(IAPE)能够和线化欧拉方程的计算结果保持一致。     

基于扩张状态观测器的航天器自适应姿态控制

针对航天器三轴姿态大角度机动时动力学特性耦合强烈的情况,同时考虑外界干扰及执行器的不确定性,根据扩张状态观测器的相关理论,提出了航天器姿态机动的一种自适应输出反馈控制策略。首先,采用动量矩定理和欧拉法建立了航天器的姿态动力学模型。然后,在此基础上,利用扩张状态观测器能够准确地获取航天器三轴间非线性耦合及其他未知的外界干扰信息的能力,设计了一种仅需要姿态角测量值的自适应输出反馈控制律,使航天器在大角度姿态机动的同时能够通过自适应律补偿控制力矩的输出偏差。仿真结果表明,在多种任务模式下,航天器都可以很好地完成姿态机动任务,从而验证了控制律的正确性和有效性。     

交会对接气浮仿真平台视觉辅助姿态确定

文章首先介绍了用于空间合作卫星最后逼近段交会对接任务的仿真平台,描述了文中使用的姿态运动学方程和视觉成像算法。为了充分利用陀螺仪和视觉系统进行姿态确定,采用传统的扩展卡尔曼滤波（EKF）对两种测量数据进行融合,实现对姿态和陀螺仪漂移的估计。为了克服EKF调节参数过多和计算过程需要求逆的问题,设计了一种新的非线性观测器。最后,通过在对接仿真平台上进行试验,对比验证了非线性滤波器的有效性以及实用性。     

电离层对星载SAR影响的多相位屏仿真方法

利用多相位屏技术对电离层色散、相位闪烁、幅度闪烁等影响的P波段星载SAR(Synthetic Aperture Radar)回波进行了仿真.将电离层建模为只改变信号相位的多个薄屏,信号在屏之间的衍射效应实现电离层的幅度闪烁和相位闪烁.衍射结果由斜入射条件下球面波的抛物方程在自由空间的解析解得到.穿过多相位屏的信号复振幅中包含了电离层色散、相位闪烁、幅度闪烁等影响.回波信号通过发射信号的频谱与受电离层影响的复振幅相乘得到.仿真表明,该方法可以真实反映电离层色散、相位闪烁、幅度闪烁等效应,为研究电离层影响下的星载SAR成像提供真实可靠的数据.     

航天器碰撞概率计算方法研究进展

针对碰撞检测与预报问题,对航天器碰撞概率计算方法的研究现状进行了总结分析。归纳了航天器线性及非线性相对运动条件下典型碰撞概率计算方法的特点及适用性;为满足某些特殊任务的碰撞预警实时性要求,讨论了瞬时碰撞概率及最大瞬时碰撞概率计算方法。通过对研究现状的分析,提出了现阶段碰撞概率计算方法中存在的问题及未来发展方向,可为未来轨迹安全问题的研究和技术发展提供参考