适用于星敏感器的导航星表构造算法研究

导航星表的性能对于星敏感器姿态测量的实时性及精度至关重要。为了克服星等过滤算法的缺点,将支持向量机应用于导航星表的构造算法中。将基本星表中的恒星视为待分类的数据点,选取抽样视场中最亮的k颗星作为导航星,而非导航星的数量由抽样视场中恒星的密度决定。为了获得具有最大推广能力的抽样数据,采用了一种球面螺旋形算法生成抽样视场视轴指向,使用抽样数据构建最优导航星分类器,应用最优导航星分类器对基本星表中每一颗恒星进行分类判决。仿真结果表明,在满足8°×8°视场中至少出现3颗导航星的条件下,该算法生成的导航星表导航星总数约为星等过滤算法的33%,比传统支持向量机算法减少了7.8%,其标准差仅为星等过滤算法的21%,这表明本算法在导航星表容量及导航星分布均匀性方面大大优于星等过滤算法和传统支持向量机算法。     

旋转飞行器动稳定导数获取原理

旋转飞行器具有独特的周期性非定常气动现象，其动态特性更加复杂，气流与旋转高度非定常关联，俯仰阻尼导数和Magnus力矩导数同等重要.文章从飞行器气动力建模的理论基础出发，考虑飞行器自转角速度非零的事实，将其作为基态影响参数，重新构建了旋转飞行器气动力数学表达式，并借鉴成熟的常规动导数强迫振动法，采用Fourier级数表征旋转影响，沿用旋转飞行器周期气动等效概念，建立了基于基态旋转流场的周期气动等效平均俯仰动稳定导数、纵向洗流时差导数和滚转动稳定导数获取的原理表达式，并设计了相应的运动模式，可供数值计算和风洞实验使用.      

飞行器气动参数辨识进展

飞行器气动参数辨识研究的主题,是应用系统辨识技术从飞行试验数据求取气动力,从而建立飞行器动力学系统的数学模型.它研究的对象是飞行器;解决的是空气动力学问题;采用的基本方程是飞行动力学的运动方程组;应用的研究手段是现代控制论的滤波、预测和估计理论.它是处于空气动力学、飞行力学、弹性力学和现代控制论之间的应用性研究课题. 本文综述了国内外公开发表的飞行器参数辨识研究的理论结果和实践经验,分八个专题——模型辨识,参数估计,数据预处理和相容性检验,试验设计与最佳输入,弹性与非定常效应,频域辨识,闭环辨识,辨识准度与系统验证——评述其研究进展和现状.      

随机激励下受热翼面的模态频率特性试验研究

现代高速飞行器结构热模态频率特性试验研究,对这类飞行器设计校核和飞行安全具有重要意义。根据飞行过程中遭受的气动加热特性设计了瞬态热环境模拟系统,同时,根据高温环境的特点对测试中的激励和测量方式进行了重新设计,成功地将普通激振器应用于高温结构模态试验,最终将热环境模拟系统与振动测试系统组合,形成一套考虑瞬态热影响的热模态试验系统,实现了瞬态热环境下结构模态的地面测试。对一个切尖三角翼测量了各个加热区的温度随加热时间的变化,验证了加热温度控制的精确性;在纯随机激励下对测得的激励和振动响应信号采用短时傅里叶变换(Short Time Fourier Transformation,STFT)进行时变模态参数辨识,获得了前四阶模态频率随加热时间的变化,并与结构有限元数值计算结果进行了比较,试验与计算结果吻合得很好,验证了该试验方法对热模态测试问题的有效性和准确性。通过分别对瞬态和稳态热环境下结构模态频率试验和计算结果的分析,探讨了结构瞬态温度场对模态频率影响的机理,揭示了结构内部存在的热应力和材料属性的变化,是决定模态频率随加热时间变化趋势的内在原因。     

火星上首次发现湖岸线

美国科罗拉多大学波尔得分校（University of Coloradoat Boulder）的迪亚克雷（Gaetano DiAchille）等人在美国宇航局火星勘测轨道飞行器（Mars Reconnaissance Orbiter,MRO）最近拍摄的照片中发现水流冲刷出一个约48千米长的峡谷,它与一个山谷相连,流水沉淀物形成了一个巨大三角洲。他们已将论文发表于最近的《地球物理学研究快报》（Geophysical Research Letters）。     

飞行器变后掠过程非定常气动特性形成机理

可变体飞行器变后掠过程中的时变气动力与力矩特性对于飞行安全具有重要意义,是亟待深入研究的基础问题.通过风洞实验对其开展了研究,揭示了可变体飞行器变后掠引起的气动特性动态迟滞现象及滞回环大小与方向的影响因素.基于风洞实验结果和力学中一些重要概念,提出了3种物理效应:流场迟滞效应、附加运动效应、固壁牵连效应,以此定性与定量论证了可变体飞行器变后掠过程中非定常气动特性的形成机理.除了能解释实验现象,这一机理研究亦可用于后续可变体飞行器变后掠过程中的气动特性建模.     

稀薄气体动力学: 进展与应用

简要回顾了稀薄气体动力学的发展历程; 重点介绍了该领域最近二三十年的主要进展, 这突出表现在分子模拟方法(DSMC 方法、信息保存方法等) 的迅速发展与成功应用; 概述了航天工业、真空技术、微机电系统等尖端技术中的稀薄气流问题, 以及最近几届国际稀薄气体动力学会议的主题. 在此基础上指出了学科前沿问题, 以及几个与实际应用有关的重大问题, 如过渡流区高超声速三维非平衡流场的精细预测和实验验证、热层大气的时空演化规律与探测、以气体为介质的微机电系统设计与优化、真空环境下原子水平的材料制备工艺的定量设计.     

复杂外形飞行器压力分布CFD数值模拟与试验结果比较

为观察粘性效应对物面压力分布的影响,并验证 CFD 数值模拟方法的计算结果,设计了翼-身-舵组合体模型,利用航天空气动力技术研究院的FD-20炮风洞,在马赫数Ma分别取6、8且攻角α分别取0o、10o、20o的条件下进行了风洞测压试验,同时用Euler方程和N-S方程计算了模型的表面压力并与试验结果进行了比较。结果表明：除少数测点外,弹身、弹翼、舵面及弹身-弹翼干扰区的 Euler方程和 N-S方程计算结果都比较一致,除了攻角α=20°时的弹翼外,计算结果都与试验结果吻合较好。攻角α=20°的极小展弦比三角弹翼,由于侧前缘脱涡等分离现象的存在,实验值普遍高于计算值10%～15%,但变化趋势一致。因此,在采用CFD数值模拟与工程计算相结合的方法进行气动加热或非定常气动力的计算中,采用Euler方程代替N-S方程求解边界层外缘参数和当地流参数是合理的。     

超高温、大热流、非线性气动热环境试验模拟及测试技术研究

超高温、大热流、非线性气动热环境试验模拟技术及相应的极端高温环境力学测试技术,是高超声速飞行器防热材料和结构安全设计中事关研制成败的关键技术。本文介绍了自行研制的可实现高至210℃/s的极快非线性升温速率、能够生成高达2MW/m2的瞬态非线性热流密度、实现高达1500℃超高温氧化热环境的石英灯红外辐射式气动热环境试验模拟系统。基于这一性能优越的超高温气动热环境试验模拟系统,发展了如下超高温热环境力学测试技术:1)提出对环境光变化不敏感的主动成像数字图像相关方法,实现了C/SiC复合材料1550℃高温变形的非接触、全场光学测量;2)发展了1400℃超高温热/力联合试验环境下SiC/SiC复合材料结构的断裂特性试验测试技术。本文还简要介绍了高速巡航导弹翼面结构900℃高温热振联合试验,950℃高温非线性热环境下的蜂窝结构隔热性试验等研究内容。本文所发展的超高温气动热环境试验模拟技术和高温热环境力学测试技术,对航天航空领域高超声速飞行器的研制具有重要的军事工程应用价值。     

飞行器大攻角复杂流动的POD和DMD对比分析

基于非结构/混合网格、耗散自适应2阶混合格式以及脱体涡模拟（detached eddy simulation,DES）方法开展了现代战斗机模型复杂分离流动的数值模拟,并与有限的平均气动力试验数据进行了对比,结果表明计算具有合理性,在此基础上进一步应用本征正交分解（proper orthogonal decomposition,POD）和动力学模态分解（dynamic mode decomposition,DMD）方法对数值模拟流场的非定常特性进行了对比分析.研究表明飞行器背风区流场由一对边条涡的螺旋运动主导,旋涡破裂前在横向空间截面上流场是中性稳定的,同时主涡核的运动是多频耦合的.POD和DMD的对比分析则表明:两者模态配对的方式不同,但主要模态之间具有一定相关性;POD模态中包含多种频率的运动,而且能量较集中于主模态,流场重构效率更高;DMD则将流场的主要特征运动提取为一些单频模态的组合,同时能够给出模态的稳定性.