类火星环境中火箭起降过程喷流影响研究

采用尺度自适应模拟（Scale Adaptive Simulation, SAS）方法对火箭在起降过程中喷流的地面效应进行了数值研究，对比分析了在海平面和类火星环境下的喷流冲击倾斜地面和水平地面时的流场结构以及喷管的侧向载荷。在海平面环境下，喷管内部出现流动分离，喷管内壁压力先减小，在分离点处压力达到最低点，然后压力增加至环境压力。喷流冲击倾斜地面时具有更强烈的流动不稳定性，喷流出现明显的时间演化现象。在类火星环境下，喷管内部不发生流动分离，内壁的压力沿着流向逐渐减小。喷流冲击倾斜地面时，在喷管出口的外侧形成了上下移动的马赫盘；喷流冲击水平地面时，喷流和地面反弹气流相互作用，阻碍了马赫盘的形成。研究结果还表明在类火星环境和海平面环境下，喷流冲击倾斜地面时喷管内壁温度均上升。研究结果将为火箭回收和火星着陆的方案选取提供参考。     

基于分段求解含错方程的扰码初态估计

针对低信噪比下扰码初态正确估计率低的问题，提出一种基于求解含错方程的扰码初态估计算法。根据初态递推关系，利用接收的软判决序列建立含错方程，将初态估计问题转化为含错方程组的求解；采用平均校验符合度来衡量含错方程组成立的可能性大小，通过遍历初态集合完成初态估计；通过分段寻优求解的方法来确定校验方程，该方法极大降低了高阶数下需要遍历的初态数。实验结果表明：所提算法在信噪比为0 dB的情况下，扰码初态正确估计率能达90%以上，相比于传统的卷积码快速相关攻击算法约有1～2 dB的性能提升。     

超声速理想膨胀喷流噪声的大涡模拟

为探究亚格子模型和热效应对超声速喷流流场与声场的影响规律，采用LES/FW-H混合算法对超声速理想膨胀喷流开展了数值模拟参数研究。首先，通过对比数值模拟与实验数据详细验证了LES/FW-H混合算法的可靠性，并结合Tam相似谱理论确定了实验与数值模拟中声场出现偏差的原因在于实验中存在宽频激波噪声。之后，讨论了亚格子模型对流场平均量、湍流统计量和噪声特征的影响，数据对比表明动态Smagorinsky模型的模拟结果与隐式亚格子模型的结果一致，且均与已有实验和数值模拟结果相符；而采用常系数Smagorinsky模型将导致流场和声场结果出现明显偏差。最后，通过改变喷流出口总温研究了热效应对超声速理想膨胀喷流流场与声场的影响，研究发现喷流总温升高增大了无量纲的高频流向速度脉动，同时对远场高频噪声具有显著的增强效应。     

固液捆绑火箭上升过程喷流干扰特性及底部热环境研究

固体喷流和液体喷流的来流与喷流之间相互干扰，在喷流交汇碰撞区域使流场温度、压力特性发生变化，对箭体底部的加热效应增强。特别是含有固体颗粒的固体助推器喷流与液体芯级喷流混合，对传热特性产生明显影响。本文用连续相模型模拟气相、离散相模型(DPM)模拟固体粒子相、DO模型模拟含有固体粒子的介质辐射，对固液捆绑火箭在上升飞行过程中的气固两相喷流的演变过程进行仿真研究。仿真结果表明:在不同的发动机组合之间出现高温区域，并随着喷流扩张和飞行高度增加，高温区向箭体底部移动，喷流中小粒径固体颗粒分布在喷流与空气的边界混合层区域，大粒径固体颗粒分布在喷流交互中心区域，底部最大对流热流密度与辐射热流密度为90 kW/m²和400 kW/m²。将仿真实验结果与飞行试验数据进行了对比分析，发现两者吻合较好，验证了仿真结果的准确性。     

随机扰动下的航天器姿轨保持自抗扰控制

空间飞行器在轨运行过程中除受空间摄动外，还因飞行器任务需要产生随机扰动力和扰动力矩。针对空间飞行器受随机扰动产生的耦合运动控制问题，提出了利用自抗扰方法进行轨道保持和姿态稳定的控制方法。通过引入二阶线性扩展状态观测器，对系统总扰动和状态进行观测。结合PD控制方法结合总扰动前馈补偿，克服空间主要摄动及飞行器本身产生的随机扰动，实现轨道保持和姿态稳定。仿真试验结果表明:该方法可以有效克服总扰动的影响，实现姿轨协同控制。     

前置翼片式涡流发生器对燃烧室氢气燃料掺混特性的影响

超声速来流与燃料的充分掺混是超声速燃烧的关键技术，直接关系到吸气式高超声速推进系统的总体性能。本文通过在射流口前安装翼片式涡流发生器以促进燃料与空气的掺混。基于SST k-ω湍流模型的RANS方法，对带有翼片式涡流发生器的超燃冲压发动机燃烧室模型内氢气横向喷流冷流流场进行了数值模拟，对比分析涡流发生器高度和长度不同的条件下燃烧室内的流场结构、涡流强度、氢气与空气掺混特性、燃烧室总压损失的规律。结果表明，翼片式涡流发生器能够提高涡流强度并大幅提高燃烧室内的掺混性能。随着涡流发生器高度和长度的增加，流场结构间的干扰增强，导致涡流强度和穿透深度增加，从而提升掺混效率。与不安装涡流发生器情况相比，涡流发生器能提升氢燃料的穿透深度超过170%，减少燃料掺混距离70%以上。更加复杂的流场结构同时会增大燃烧室的总压损失，并随着涡流发生器高度和长度的增加而增大。相较于掺混性能的提升，总压损失的增大幅度相对小很多，说明通过合理的参数选择，翼片式涡流发生器能够有效提升燃烧室的掺混性能。     

基于模糊自抗扰的索网天线容错振动控制研究

针对空间索网天线型面振动控制中部分作动器故障影响天线型面精度的问题，基于天线动力学模型设计一种模糊自抗扰容错控制方法。首先，建立天线型面的振动动力学模型，包括天线振动动力学模型、形状记忆合金作动器动力学模型和作动器故障模型。然后，设计模糊自抗扰控制容错振动控制方法，在作动器未发生故障的情况下，抑制天线型面的振动；在作动器发生故障的情况下，降低故障对天线型面精度的影响，实现容错控制。最后，对设计的容错控制算法进行仿真分析。仿真结果表明，模糊自抗扰容错控制方法不仅在作动器未发生故障时能将型面扰动降低93%,而且将三个作动器故障对型面精度的损失控制在4%。该天线型面振动容错控制方法对作动器故障干扰具有良好的适应性。     

反向喷流对运载火箭返回段气动特性影响研究

为了准确获取发动机反向喷流干扰下运载火箭返回段全箭及栅格舵气动特性，设计缩比试验模型及地面喷流模拟系统，采用高速纹影、全箭及栅格舵部件测力等测试方法，开展反向喷流状态下风洞试验研究。结果表明：发动机工作时反向喷流与头部弓形激波相互干扰，改变全箭绕流流场分布特征，使得一子级返回段的轴向力系数减小，对一子级返回段的法向力系数和俯仰力矩系数影响规律与来流马赫数有关，影响量与喷流强度和攻角等相关；反向喷流干扰使得栅格舵的控制舵效整体呈降低趋势，在高马赫数来流下甚至会导致控制特性反向。通过反向喷流测力风洞试验，有效指导和开展返回段精细化气动设计，为我国重复使用运载火箭的工程实现提供技术参考。     

变质心固定翼无人机动力学分析与抗扰控制

变质心无人机具有气动效率更高、隐身性能更好、机翼结构更加简单等优点。提出了时滞更小、结构更加简单的单滑块变质心无人机布局方案，分析了滑块参数对变质心无人机动力学特性的影响，在此基础上给出了滑块的理想安装位置，并研究了变质心无人机布局方案控制效率随速度的变化情况。针对变质心无人机强耦合、强非线性的特点，基于粒子群算法(PSO)设计了自抗扰控制器(ADRC)，其中扩张状态观测器估计出包含耦合和参数摄动的总和扰动项，并基于此进行动态补偿。仿真结果验证了所设计控制器的有效性和鲁棒性。      

侧向喷流对导弹方向舵局部气动热特性的影响

为探索侧向喷流流动控制技术对高速导弹方向舵局部气动热特性的影响规律及相关机理，对带有方向舵和舵轴的导弹在不同攻角和喷流条件下进行了数值模拟，得到了模型流场和壁面热流分布。研究结果表明：喷流压比达到75时，可以避免受弓形激波干扰的来流气体作用在方向舵上，能有效减少方向舵前缘中后段的壁面热流；随着喷口位置与方向舵前缘距离的增加，喷流后回流区结构和范围变化不明显，方向舵前缘的壁面热流变化不大；不同攻角来流条件下，侧向喷流均能有效降低方向舵前缘的壁面热流。攻角大于10°后，喷流的热防护效果有所降低；有攻角来流条件下，在舵轴的正前方喷流，自由来流绕喷流流动，舵轴下壁面边界层内气体密度上升，使舵轴两侧压差增大，舵轴的壁面热流增大；在0°攻角来流条件下，喷口两侧方向舵所受侧向力与喷流推力方向相反，此时导弹的放大因子增大。