高超声速飞行器气动热关联换算方法研究

气动热风洞实验是地面研究和预测飞行器气动热环境的重要手段之一, 但由于风洞实验模拟能力的限制, 风洞实验的流场参数和模型的几何尺度都会与实际飞行情况存在一定的差别, 导致地面风洞实验中得到的模型表面气动加热率数据无法直接用于飞行条件下的热环境预测和热防护设计. 以往通过针对具体飞行器的试验结果进行数据拟合后外插的气动热关联换算方法指向性较强, 没有考虑到气动热的具体影响参数, 存在一定局限性, 难以外推应用于其他外形的飞行器. 为解决通过气动热风洞实验数据外推预测飞行条件下气动热的技术难题, 基于无量纲NS方程和边界层理论分析研究了影响气动热的主要参数, 并通过推导化简边界层近似解热流公式, 针对层流流态建立了气动热关联换算方法, 可以考虑当地边界层外缘参数的影响, 具有一定通用性. 在此基础上, 利用建立的方法将Reentry-F飞行器缩比模型的风洞实验数据换算到该飞行器飞行条件下的典型工况, 并与飞行测量结果进行了比较, 外推预测结果与飞行测量结果符合较好, 表明建立的关联方法可以用于气动热风洞实验数据的外推换算.      

基于总线仪器的飞行信号再现方法研究

提出基于总线仪器的飞行信号再现方法,将原始飞行数据经解译、数据去噪、插值平滑、信号解算等处理后驱动总线仪器,按照一定的逻辑时序再现飞机飞行过程中产生的各种信号,在地面作为飞行数据记录仪的数据源,解决飞行数据记录仪功能及性能测试真实性、有效性问题。研制的飞行信号管理系统,信号类型包括模拟量、离散量和各种机载总线量,实现飞行信号再现的同时对产生的信号进行自检验证,保证信号再现准确性。系统由硬件平台和系统软件组成,采用网络化集成、集中互联接口、时钟同步和触发、硬件资源模型化、飞参解译、数据去噪、插值平滑、IVI类驱动封装等软、硬件设计及实现中的关键技术。通过系统和某型号飞行数据记录仪联机测试,结果分析证明研制软硬件的功能、性能及信号再现准确性。