超声速/高超声速飞行器气动力快速估算是飞行器初步设计阶段性能评估及设计优化的关键技术之一,气动力快速估算要求达到计算精度和计算速度的平衡。基于机理性的理论和工程模型建立了超声速/高超声速飞行器气动力快速估算平台。使用流线追踪方法和面元法来计算飞行器表面任意点的流动速度矢量,并调用算法数据库计算飞行器所承受的压力和摩擦力。结果表明,快速估算平台和CFD以及实验数据有较好的吻合性,基于流线的计算方法有很好的迎角适应性,算法模型符合快速估算的要求。相比于CFD,快速估算平台有更快的计算速度;相比于实验,快速估算平台有更大的适用范围。通过简单的飞行动力学仿真,验证了快速估算平台和弹道计算平台的协同仿真能力。

介绍了单片机ADuC812与新型数字温度传感器TMP100、LED显示电路等组成的采用I^2C总线的温度测量系统。PC总线仅仅需要两根信号线（SDA、SCL）就实现了完善的双工同步数据传送，采用器件地址的硬件设置方法，完全避免了器件片选线寻址的弊端，从而使硬件系统具有更简单、更灵活的扩展方法。系统的核心部分是与MCS-51单片机兼容的高性能单片机ADuC812。软件编写采用8051汇编语言。系统充分展示了采用I^2C总线的数据采集单片机测量系统的灵活性、精密性和高集成性，提出了实现环境温度的高精度测量方法，能够很好地应用于γ能谱仪等核仪器仪表。

为了满足吸气式高超声速运载器在初步设计阶段的宽速域模型需求,基于流线追踪和高超声速气动理论建立独立于构型的宽速域压力和摩擦力壁面分布气动模型;以准一维流理论为基础,建立包含边界层和跨声速特性的宽速域双模态超燃冲压发动机模型.对于典型工况,2种模型的仿真结果与试验结果误差分别不大于2%、3%.在所建立模型的基础上,提出前体/进气道和后体/尾喷管力系的解耦/耦合策略,建立气动和推进学科的宽速域一体化耦合模型及仿真平台.针对某吸气式高超声速运载器的分析发现一体化设计的吸气式高超声速运载器存在严重的非线性气动/推进强耦合,认为所建立的耦合模型在精度满足一定要求的条件下能够定量/定性地评估气动/推进的耦合效应,有助于吸气式高超声速运载器的构型设计、地面仿真和控制研究.

由于高超声速滑翔飞行器（HGVs）具有高速、高机动的特点，对此类目标的状态估计一直是一个研究热点。鉴于采用传统的运动学和动力学模型进行轨迹估计时加速度估计精度不高，提出一种基于气动性能分析的非线性气动参数目标估计模型。首先，在研究了高超声速滑翔飞行器跳跃再入段运动特性的基础上，以类HTV-2飞行器为研究目标，采用气动力估算方法对高超声速滑翔目标再入段的气动力进行计算分析。其次，建立与马赫数线性相关的气动参数“基准模型”和以一阶马尔可夫过程描述的气动参数“偏差模型”，对目标气动参数进行非线性估计。数学仿真结果表明，该方法可以一定程度上提高卡尔曼滤波方法对该类目标的加速度估计精度。