为提高飞行器的在线辨识精度,有效降低制导系统的误差,以无动力滑翔飞行器为研究对象,以扩展卡尔曼滤波为基础,结合迭代滤波理论,提出了一种改进的迭代扩展卡尔曼滤波算法以实现飞行器气动参数的在线辨识。该方法在扩展卡尔曼滤波得到的估计点上,对量测方程重新进行泰勒级数展开,并进行进一步的迭代,能有效降低算法的线性化误差。在仿真实验中,将传统的卡尔曼滤波方法与该方法进行对比,结果表明,该方法具有较好的收敛性,同时提高了参数辨识的精度,并在计算时间上符合在线辨识的要求。

高超声速气动热预测技术是高超声速飞行器发展的关键技术之一。首先对国内外高超声速气动热预测方法进行分析,提炼出对飞行器气动热有影响的相关流场参数,并着重分析了边界层外无粘数值求解与边界层内工程方法相结合所需要的关联参数。然后基于神经网络来建立气动热流与关联参数之间的关系,并进行验证,提出了基于神经网络的即可快速计算又保证精度的气动热关联研究方法。

运用信息保存法对低速圆管的流动现象进行了模拟,并与实验结果进行了比较,粒子仿真结果与实验结果吻合较好,且优于NS方程的结果.研究表明,在对低速圆管的模拟过程中,运用IP法在获得较好的结果的同时,具有比DSMC方法更高的计算效率.IP算法是解决低速圆管流动问题的有效途径.

介绍了浙江大学Φ120高超声速风洞的设计性能参数、流场校测结果以及标模测力结果。Φ120高超声速风洞采用“前吹后吸”的暂冲式直连式布局,喷管出口直径为120 mm,设计运行马赫数为5.0、6.0和7.0,来流总压0.2~2.0 MPa,来流总温400~700 K,运行时间不小于10 s。流场校测结果显示5.0/6.0/7.0喷管的均匀区直径超过90 mm,均匀区平均马赫数分别为5.07、6.05和6.94,均方根偏差分别为0.018、0.015和0.023,均匀区轴向马赫数梯度分别为0.021、0.016和0.031,上述关键参数全部达到GJB1179A-2012合格指标,部分参数达到GJB1179A-2012先进指标。AGARD HB-2标模在Φ120高超声速风洞中的气动力测量结果与自研GRAND程序数值计算结果以及GJB4399-2002中的参考值吻合得较好。综上所述,Φ120高超声速风洞参数范围较宽,可用于高超声速空气动力学教学试验和高超声速复杂流动机理、流动控制降热减阻机制等前沿...

依据流动子过程特征量分析方法，导出了高超声速化学反应流动的相似律。将得到的相似律应用于气动物理地面模拟试验，给出了确定地面模拟试验条件的相似准则，分析了地面模拟试验中需要进一步解决的其它基础理论问题。