简介：受限混合层的流动主要是喷流与自由来流相互剪切形成的混合层受到壁面的限制而形成的一种流动．文章采用后向台阶平板模型研究了高速高压比条件下的受限混合层的典型流场结构以及冷却效率．实验自由来流Mach数为5，喷流的Mach数为1．28，喷流总压为0．2～0．7MPa，通过调整冷喷气流的总压，基于纹影流动显示技术获得喷口附近的激波结构特征和流动参数之间的关系．形成喷口附近波系的欠膨胀流动现象的深刻认识，提取波系特征与流动参数之间的规律．基于流动显示及实验测量结果，通过分析流场中大尺度结构的空间演化规律，揭示流动参数对于冷却效率的影响规律及物理内涵．采用快响应压敏漆（FRPSP）技术在高超声速风洞开展热流分布和冷却效率研究，获得了平板对受限混合层冷却效率的影响．

简介：本项高超声速流绕平板的边界层特性实验研究在中国航天空气动力技术研究院（CAAA）的炮风洞中完成．为了研究分离流动特性，选择了一项实验研究，通过实验分别提供绕模型的附着流动与分离流动实验结果．其中第1个模型为顺流平板，第2个模型为平板上安装突起物，它们分别对应附着流与分离流动．文章专题研究平板绕流，为附着流，它是分离流动的基础．

简介：采用Born近似的Maxwell方程组积分解形式较少应用于气动光学数值计算,其困难在于对该方程组的离散化数值计算.而结合GCV-FFT（GeneralizedconvolutionbyfastFouriertransform）方法,在自由空间传播的Rayleigh-Sommerfeld衍射方程数值计算可以达到比较高的精度.通过对Green函数及采样系数的修正,积分方法可以用于气动光学现象的数值模拟.通过在超声速湍流边界层中光束传输的数值计算,可以看到一些气动光学效应,如光束偏移破碎等,可以用修正GCV-FFT＋数值积分的方法得到良好的模拟.现有的方法可以给出更接近物理本质的定量结果.

简介：高超声速边界层转捩是高超声速飞行器设计的关键基础问题之一.为了研究高超声速边界层转捩,在风洞中,对平板模型进行了M=5的实验,在模型中心沿流动方向使用PCB脉动压力传感器对脉动压力时间序列进行采集.文章将本征正交分解（properorthogonaldecomposition,POD）方法引入高超声速脉动压力数据处理中,发展了单点POD分析方法.经验证,使用该方法重构数据的均方根（rootmeansquare,RMS）峰值位置可表征转捩位置,实用性强.

简介：为研究转捩与湍流对激波边界层干扰及底部流动结构的影响,文章选取了二维与三维高超声速双斜面进气道模型与大钝头着陆器模型,并使用γ-Reθ转捩模型开展数值模拟研究.研究表明,对于二维进气道模型,随着前缘钝度的增加,激波边界层干扰位置前移,分离区变大,与层流流动情况相比,有转捩流动发生时,激波边界层干扰位置后移,同时分离流动强度变弱,分离区缩小;对于三维进气道模型,其拐角附近的分离流动呈现明显的三维特征,转捩流动也存在三维流动结构,与静风洞状态相比,噪音风洞状态下,有转捩流动发生,对壁面热流影响较大,对激波系影响很小.对于着陆器模型,底部流动发生转捩,使得底部流动由不稳定非定常的流动结构变为稳定定常的流动结构,这有益于姿态控制设计.

简介：由大粗糙元引起的髙超声速边界层强制转捩在航天技术中有实际应用,因而近年来受到人们的广泛关注.虽然目前导致该转捩过程的内在机理尚不完全清楚,但有一点是明确的,即粗糙元的尾迹流场中存在强对流不稳定性.文章的出发点是研究这种对流不稳定模态是如何触发转捩的.首先通过CFD方法,计算出髙超声速边界层中粗糙元的尾迹流场,并对其进行二维稳定性分析.结果发现,在传统不稳定Tollmien-Schlichting（T-S）模态出现的临界Reynolds数之前,存在髙增长率的无黏不稳定模态,表现为对称的余弦模态和反对称的正弦模态.然后对该不稳定模态在粗糙元尾迹流中的演化进行了模拟,验证了二维稳定性分析的结果,并考察了非平行性效应的影响.最后通过直接数值模拟,研究由这些不稳定模态触发转捩的全过程.结果表明,对流不稳定模态确实是导致边界层转捩的关键机制.该转捩过程的特点是,局部湍斑首先在不稳定模态特征函数的峰值附近出现,然后向全流场扩散.就文章研究的工况而言,余弦和正弦模态的相互作用对转捩的影响并不明显,且后者在转捩过程中起主导作用.

简介：针对车载导弹在低机动条件下的传递对准问题，根据车辆不能沿纵轴和横轴作大的角机动的特点，提出了充分利用导弹发射前的刹车，起竖发射架这一系列的过程来进行传递对准的机动方案；针对主惯导、发射架和子惯导之间的连接为多刚体柔性联接，主子惯导之间的挠曲变形建模复杂的问题，提出了将挠曲变形视为不确定性干扰，利用H∞滤波来实现传递对准的方法。仿真结果表明，在不对挠曲变形进行建模和车载导弹只做射前准备机动而不做其它机动的情况下，导弹可在起竖完成前完成对准，且对准精度可达4′。

简介：机载环境下的GPS误差特性与静态不同，文中给出了一套机载环境下的GPS测量误差分析和建模的方法。先通过多项式拟合，分离出机载GPS的测量误差，并根据GPS的具体应用环境，用机载SAR（SyntbeticAperttireRadar）雷达成像验证了这种分离误差方法的有效性，然后对GPS误差进行最小二乘处理，建立GPS的AR误差模型。应用这种方法，分析了实测某型飞机平稳飞行情况下的GPS数据，结果表明该型飞机在平稳飞行情况下的GPS速度和定位误差过程分别可以用两个不同的10阶AR过程表示。

简介：为解决舰载主惯导与机载子惯导之间大失准角问题,同时满足对准快速性的需求,提出了从舰载机进入弹射位置开始,到舰载机飞离甲板时间内,基于虚拟惯导（VINS）,综合利用舰载主惯导信息、跑道航向信息以及激光多普勒测速仪（LDV）信息,利用速度匹配方法实现舰/机惯导传递对准的方法,并建立了传递对准误差模型.该模型利用舰艇坐标系与跑道坐标系之间的方向余弦矩阵,将舰载坐标系与机载坐标系之间的大失准角问题,转化为机载坐标系与跑道坐标系之间的小方位失准角问题.考虑弹射过程舰艇及舰载机的运动模型,利用数学仿真对传递对准误差模型进行了验证,并与UKF滤波方法进行了对比.仿真结果表明,该方法可以在8s内实现舰/机惯导的传递对准,对准性能与UKF滤波方法相当,且对准过程不需要舰艇进行任何机动运动.

简介：利用压力传感器测量扑翼的瞬时力,利用数字粒子测速仪（digitalparticleimagevelocimetry,DPIV）系统测量扑翼的前缘涡以及周围的流场,来揭示前缘涡在不同间距下对扑翼平均推力的影响.实验在-个低Reynolds数循环水洞中进行,两串列扑翼均做二维正弦平动.在固定的相位差下,当间距增加时,后翅前缘涡对前翅的影响具有相似性,均提高或者均降低前翅的平均推力.前翅平均推力的提高是由于后翅的前缘涡提高了前翅尾部的射流速度以及有效攻角.随着间距的增加,后翅前缘涡对前翅的影响急剧下降,使得前翅的平均推力快速接近于单翼值.在固定的相位差下,当间距增加时,前翅的脱落涡对后翅的影响变化非常大,后翅的平均推力可能先升高后降低,这是因为间距改变了前翅脱落涡作用于后翅的时间点.当前翅脱落涡遇到后翅,并且和后翅的前缘涡有相同的旋转方向时,前翅的脱落涡会抑制后翅前缘涡的形成,并且后翅的有效攻角减小,其平均推力降低.如果这两个涡的旋转方向相反,那么后翅有效攻角就会增大,平均推力值就会提高.

简介：在时变通信延迟下研究了无人机群编队的鲁棒自适应控制问题。对于无人机编队系统中存在外部扰动和模型不确定性的情况,通过选取包含位置跟踪误差和速度跟踪误差的辅助变量,提出了一种适用于时变通信延迟的鲁棒自适应编队控制策略。提出了自适应律对无人机质量、外界扰动的上界等未知参数进行估计,并且利用Lyapunov稳定性理论分析了闭环系统的渐近稳定性,给出了系统渐近稳定所需要满足的条件。数值仿真结果表明,所提出的控制方法既能抑制外界扰动和模型不确定性对控制器的影响,同时队形跟踪和队形保持的稳态误差分别小于0.1m和0.05m。

简介：基于惯性系的双矢量定姿方法选择惯性系中的两个重力视运动向量作为不共线矢量,解决了传统双矢量定姿方法在晃动基座条件下易受载体角运动干扰而无法实现对准的问题,但该方法仍需要精确的地理纬度信息以参与对准计算。针对未知纬度条件下的SINS抗晃动自对准问题,提出了一种基于重力视运动的三矢量自对准方法。该方法将初始对准问题归结为求解当前时刻导航系相对于初始时刻载体系的姿态矩阵问题,并利用矢量运算进行求解,仿真结果表明：加速度计随机测量噪声会映射为重力视运动随机噪声,降低对准精度;当加速度计随机噪声量级较大时,会带来对准计算失败。针对噪声问题,引入Daubechies（db4）小波进行5层分解来实现对重力视运动的降噪,并选择去噪后的重力视运动向量参与三矢量定姿解算,仿真结果表明：db4小波具有良好的去噪效果,基于小波去噪的三矢量自对准方法可以有效完成未知纬度条件下的SINS初始对准。