二级入轨航天运载器最优分离飞行状态研究

研究水平起降二级入轨航天运载器分离飞行状态（飞行高度、轨迹倾角、马赫数）对轨道器在分离点处的质量（包括结构质量、燃料质量等）的影响。主要内容包括：针对以火箭发动机为动力的轨道器，建立了上升段运动方程。采用静态可变误差多面体算法加上动态共轭梯度法数值优化了轨道器上升段轨迹，优化的性能指标是分离点处轨道器的总质量最小，初始条件受到载机上升段走廊的约束，终端约束是某指定的目标轨道。对分离状态与轨道器总体方案（升阻比、推力、比冲等）对轨道器总质量的影响作了大量数值仿真。针对某飞行器模型，得到了一组最优分离飞行状态。拟合出估算分离状态对轨道器总体方案的影响计算公式。得到了合理选择分离飞行状态的结论。     

某地空导弹全自动插拔机构的设计

本文介绍了速度模拟工装的工作原理，利用质点系动能定理分析了分离机构与模拟弹体分离时的速度；据此设计出了工装动力弹簧，利用光电传感器测出了模拟弹体分离期间的时间，然后利用数值分析得到了分离点的速度，验证了自动插拔机构设计的正确。     

应用于翼型绕流的线性/非线性湍流模式的研究

本文选取了四个线性湍流模式、四个非线性涡粘性湍流模式和一个显式代数应力模式对绕翼型的不可压缩分离流动进行了数值模拟.因计算鲁棒性的需要,其中部分模式在壁面附近耦合了一方程模式.通过与实验结果的比较,对翼型在大攻角情况下流动产生分离的气动特性进行了评估.计算结果表明,非线性模式能够较好地反映湍流的各向异性和曲率影响.     

虚拟现实技术在飞行器级间分离仿真中的应用

主要讨论应用虚拟现实技术进行飞行器级间分离仿真分析的方法。给出了飞行器级间分离仿真时用于控制飞行器模型运动的虚拟世界结构，并且据此建立了一个包括飞行器模型和场景模型的虚拟世界。基于Matlab和Simulink，还给出了将虚拟世界与其它的计算程序结合起来的方法，实现计算、仿真、显示一体化。基于此框架，通过流体力学、飞行力学计算以及级间相对姿态和位置的计算和分析．研究讨论了飞行器级间分离碰撞干扰问题，为级间分离方案和分离机构设计提供了依据。     

后向台阶层流分离湍流结构的实验研究

实验研究是应用 LDV及氢泡显示技术在水流中进行的。得到了剪切层厚度、涡量厚度、拟序结构以及再附后壁面切应力、边界层形状因子等的变化规律。对流动再附后壁面附近带条结构进行了详细分析。结果表明在流动再附后 2 0倍台阶高度处形成湍流边界层     

均值检验方法及其在冗余惯性导航系统中的应用

采用了非线性滤波的方法对影响故障检测及分离（FDI）性能的传感器误差进行了补偿,同时提出了故障检测与分离的均值检验方法（MVT）,该方法可以对2个传感器同时出现故障的情况进行检测与隔离。5个陀螺冗余惯性导航系统仿真结果验证了本文算法的有效性。     

埋入式涡流发生器在亚音扩压器分离流控制中的应用

本文介绍了在一个大宽高比大扩压角二元亚音扩压器中采用适当几何参数的凹型面埋入式涡流发生器有效地控制扩压壁和角落区域分离流的试验结果。并分析了该型式涡流发生器主要几何参数对扩压器性能的影响。还对该型式涡流发生器与常规翼型式涡流发生器进行了比较。      

等速上仰翼型绕流结构的数值模拟

通过数值求解涡量-流函数形式的N-S方程研究等速上仰翼型的分离流动结构。用ADI方法解涡量方程;用Poisson方程直接法解流函数方程。在计算得到的流场中除可看到实验中观察到的多涡结构外,还发现一些实验中未观察到的现象。将分离流动结构的计算结果与翼型气动力变化相联系,并结合涡动力学理论,定性地解释了上仰翼型产生高升力的原因。     

三维激波／湍流边界层干扰产生的起始分离的预测

本文对由平板上直立尖劈产生的激波/湍流边界层干扰引起的起始分离进行了研究,提出了一种预测起始分离条件的方法。边界层内的分析采用了Johnston的三角形模型,边界层外主流分析则利用了Prandtl-Meyer函数。预测方法的结果表明与文献中的实验数据符合良好,而且比McCabe理论和Korkegi准则及Lu的半经验关系有更好的物理基础。     

高超音速后掠激波与边界层干扰流场特性

应用表面油流和液晶温度显示、表面热流率和压力测量四种测试技术,在Ma_∞=7.8、单位长度雷诺数尺Re_∞=3.5×10~7/m条件下,研究了30°迎角尖前缘翼面诱导激波和湍流边界层干扰流场特性。结果表明:表面流动是准锥型,在强相互作用下,流动发生了二次分离和再附,导致表面油流线的流向角、温度、热流率和压力分布均出现明显的凹坑。