制导系统误差系数天地因子的一致性检验

导弹飞行试验时制导系统误差系数(工具误差)与地面试验的误差系数是否一致(或部分一致),这是人们比较关心的问题,本文从理论上介绍了线性模型假设检验方法,应用这种方法检验制导系统工具误差天地因子的一致性,若一致(或部分一致)则验前信息可被充分利用以提高制导系统误差系数分离的效果。     

基于相关函数的盲信号分离准则

盲信号分离的依据通常是信号的独立性或利用它们的高阶累积量。考虑了双通道的盲分离问题，提出了一种基于相关函数的盲分离准则。证明了在源信号不相关的条件下，可以实现源信号的盲分离。并给出了一种可直接求解二次方程组的盲分离算法。     

利用雷诺方程数值模拟波形壁湍流扰动场

为了研究波形壁湍流及由波形壁引起的扰动场,本文将N-S方程的联立解法应用于湍流。扰动场是从时间平均的湍流场中直接分解出来的。由此计算的类Stokes层仅局限于壁面附近的薄层内,它的特征可以通过对扰动场的分析加以解释。     

边界层对横流干扰流场的影响

应用三阶的WENO格式，结合k-ε两方程湍流模型，求解二维Favre平均N-S方程，计算了平板上横向喷出的音速气流和马赫数为3.71的超音速气流的混合流场。计算结果与实验结果比较吻合。对比了不同边界层厚度的影响，结果表明，随着边界层厚度的增加，分离点的位置远离射流，穿透深度增加。     

火工驱动分离装置的应用

文章主要介绍了航天飞行器上使用的各种火工驱动分离装置的特点和性能，分析了应用情况，提出了今后研究的方向。     

用附面层吸除法缩短进气道长度的研究

为了使进气道尽可能短而又使附面层放气量少,必须挖掘附面层本身的潜力.运用Stratford紊流附面层分离准则,找到一种特殊型面,令附面层沿型面尽可能多地保持在一种即将分离而尚未分离状态,即所谓“连续零壁面摩擦流动”.只须少量放气,即可避免分离.模型的半自由射流风洞试验结果,与有限差分数值计算结果比较接近.只须放去<1%进气道流量,即可使亚音段长度缩短50%,而无分离产生.由于长度大大缩短,并放出一部份低能流,可减弱冲波与附面层干扰,改善总压恢复和出口流场,减轻结构重量,改善刚度,并为燃烧室发展提供更多空间.     

基于斜出口合成射流激励器的边界层分离控制

设计了一种新型斜出口合成射流激励器,采用粒子图像激光测速仪(PIV)流场测试技术对其非定常瞬态与时均流场结构进行了研究.结果表明,右斜出口合成射流激励器工作时的质量均来源于激励器出口左侧.出口右侧由于射流的附壁效应和相邻出口间的相互"接力"诱导作用,激励器出口右侧呈现为更强的沿壁面切向方向的动量输运特性,这种流动特性更加有利于进行边界层分离流动的控制.最后,采用该合成射流激励器对逆压梯度下的边界层分离控制进行了应用尝试,实现边界层分离流动控制的目的.     

大展弦比机翼模型设计对翼型流场气动特性的影响

采用SST两方程湍流模型,通过求解非定常Navier-Stokes方程,模拟了大展弦比机翼风洞模型振动条件下的翼型流场,总结了翼型不同振动状况下的流场和气动力特点,分析了模型设计中的不同振动情况对风洞试验结果的影响.研究结果表明:在大展弦比机翼风洞模型的设计中,将翼型的重心设计在机翼的弹性轴之后,对风洞试验的精度较为有利.此结论对大展弦比机翼的风洞实验模型设计有指导意义.     

评二维非定常分离准则

说明二维非定常与三维定常比拟准则存在着一些内在的矛盾,进而说明用Lagrange方法揭示的二维非定常分离应该用染色线而不应用轨线来解释。     

扰动来流下声控机翼分离流动的研究

本文介绍在扰动来流下声控机翼流动的试验装置、低速大攻角时的声控效果以及附面层中流动参数的变化规律,并由此得出：随着来流湍流度的增加,因声激励而产生的附面层中大尺度有序结构涡（ＬＳＯＳＶ）的脉动速度幅值Ｖｌ、湍流度增量ｕ′ａ／Ｕ∞以及升力系数增益△ＣＬ均将迅速减小,而激励声压级有效阈值ＳＰＬｅｆｆ则随之逐渐增大。周期性脉动来流在沿机翼附面层流动中急剧衰减,并对机翼分离流动（包括有或无声控）基本上没有什么影响。