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：低Reynolds数流动由于自身特点导致气动特性严重恶化，非定常、非线性效应突出且预测困难，加之相关基础理论研究不足，给以临近空间低速飞行器和高性能微小型飞行器为代表的低Reynolds数飞行器的开发和研制带来了瓶颈和挑战.首先概述了飞行器低Reynolds数的范畴、低Reynolds数空气动力学的主要问题与挑战.随后从低Reynolds数层流分离基础理论出发，依次介绍了低Reynolds数层流分离经典理论、低Reynolds数层流分离非定常流动特性、低Reynolds数后缘层流分离泡.在此基础上，通过对经典长层流分离泡与后缘层流分离泡力学特性的差异以及随攻角和Reynolds数的演化规律的详细分析，逐步揭示了一些低Reynolds数复杂气动效应的本质，如小攻角升力系数的非线性效应，翼型随Reynolds数下降气动特性的二次恶化效应等.最后对低Reynolds数流动基础理论的发展过程进行了总结，并对层流分离诱导转捩及再附效应等复杂流动问题进行了展望.

简介：在对后向台阶流场进行合成射流激励并研究不同激励频率对流场发展影响的过程中,发现流场在低频激励条件下与中高频条件下表现完全不同.为了详细分析这一现象,使用本征正交分解法（properorthogonaldecom-position,POD）将由PIV方法测得的流速分布数据进行分解,采用相位平均手段对含湍流动能较大的主要模态间的关系进行分析,并使用主要模态对流场的主要运动形式进行还原.结果表明,流场在各条件下的主要运动形式均可用少量低阶模态加以基本概括,低频激励下低阶模态相图近似于Lissajous图形,并描述了剪切层在激励作用下的摆动过程.

简介：文章利用CFD软件FLUENT中的自定义函数接口，将等离子体对中性气体的激励作用模型化为体积力引入Navier—Stokes方程，研究了等离子体气动激励诱导的平板射流，以及介质阻挡放电（dielectricbarrierdischarge，DBD）等离子体激励对NACA0015翼型大迎角分离流的控制作用．计算分析表明，多对电极等离子体激励器可以有效控制NACA0015翼型大迎角分离流动．

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：推导了线振动微机械陀螺的三自由度误差力学方程，并详细分析了陀螺耦合误差的产生机理。分析结果表明，各种结构误差是导致陀螺耦合误差信号的主要原因。在此基础上，利用振动和模态理论给出了陀螺结构误差参数的分离和辨识的试验方法和结果。试验结果表明，同相耦合分量和正交耦合分量是微机械陀螺的两种主要误差信号，造成正交耦合的主要原因是驱动轴和检测轴之间的刚度耦合以及驱动轴和检测轴各自的刚度不对称，造成同相耦合的主要原因是驱动轴和检测轴之间的阻尼耦合以及检测轴刚度不对称和驱动力不对称。结构误差参数的分离和辨识试验方法将为下一步的陀螺结构优化、微加工工艺改进以及耦合误差抑制提供基础。

简介：为研究子母弹在抛撒时的干扰流场特性,选取多舱段子母弹为计算模型,基于课题组自主开发的非结构混合网格Reynolds平均Navier-Stokes方程求解程序HUNS3D,结合非结构嵌套网格技术,耦合六自由度刚体运动学方程,使用了改进的4阶Adams预估-校正法求解六自由度刚体运动方程.利用跨声速下典型外挂物分离作为验证算例,仿真结果与实验结果高度拟合,验证了求解器的精度.对锁定母弹自由度和释放母弹的自由度两种计算状态进行数值模拟.仿真结果表明:由于激波干涉作用,子弹与母弹之间有较强的耦合作用;释放母弹自由度后,子弹的气动力参数发生了较大变化.

简介：多路径误差是北斗导航定位系统高精度动态监测的主要误差源。针对北斗导航定位系统多路径误差的特性,结合广义特征值盲源分离方法的优势,提出一种基于参考信号的广义特征值盲源分离算法来削弱多路径效应的影响。首先将前一天的原始坐标残差序列通过奇异谱分析方法进行去噪,其结果作为初始参考信号;然后将当天的原始坐标残差序列进行经验模式分解方法分解,分解得到的IMF分量作为虚拟观测数据,利用广义特征值盲源分离算法获取当天多路径误差信号;最后,利用仿真数据和连续10天的实际观测数据进行试验分析,结果表明利用该方法建立的多路径误差改正模型能有效地了削弱多路径的影响,北、东、天三个方向精度分别提高了78.8%、35.3%、90.1%。提出的模型在一定程度上解决了固定多路径模型随着时间推移重复性减小且有效性降低的问题。