基于鲁棒最小二乘支持向量机的气动参数拟合

最小二乘支持向量机（LS－SVM）比标准支持向量机具有更高的计算效率,但是却散失了标准支持向量机的稀疏特性,而且当考虑异常值或者误差变量的高斯假设不成立时,会导致不稳健的估计结果。为了克服这两个缺点,在飞行器的气动参数拟合计算中引入了一种鲁棒最小二乘支持向量机（RLS－SVM）,该方法通过加权的支持向量机来获得鲁棒估计,并通过对支持值谱进行剪枝最终得到稀疏解。仿真结果表明：RLS－SVM方法简单,学习速度快,拟合精度高,鲁棒性强,是一种在飞行器轨迹计算中值得推广和采用的方法。     

对抗航母——巡航导弹优于弹道导弹

分析比较了反航母战斗群主战装备的两种方案，对巡航／飞航导弹和精确制导弹道导弹的反航母作战能力进行了分析．通过分析，指出巡航／飞航导弹仍是反航母战斗群的主战装备，必须从新军事变革发展趋势和国情出发，紧紧把握重要战略机遇期，争取巡航／飞航导弹的跨越性发展；同时，反航母战斗群作战需要巡航／飞航导弹主战装备与精确制导弹道导弹等其它弹种的合理配置，共同构建反航母战斗群的多层次、优配置的立体进攻体系。     

超、高超声速大长细比飞行器气动特性快速计算

将牛顿碰撞类方法推广应用于超、高超声速细长体导弹的气动特性预测.根据飞行器的外形特征,将外形分成几个部分,根据各自几何特点和流场特性,对不同部分及其迎风面和背风面选用不同的方法,计算方法适用于Ma=3~25、攻角0~30°范围内大长细比导弹类飞行器的气动力特性快速计算.经过与风洞试验数据的对比,证明此方法具有计算速度快、精度高的特点.     

火箭亚跨超声速气动特性数值研究

为研究不同攻角、马赫数下火箭的气动特性,采用有限体积法,对某型火箭在亚跨超声速来流条件下的流场进行了数值模拟,给出了阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数、升阻比以及压力中心随攻角、马赫数的变化规律,结果表明:小攻角和大攻角条件下,阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数和压力中心随攻角表现出不同的特性,且与马赫数也有很大关系;不同马赫数下,升阻比最大值基本在22°～26°攻角范围内取得。     

体系作战条件下飞航导弹突防与协同攻击问题研究

介绍了体系作战条件下飞航导弹武器面临的威胁, 探讨了导弹突防技术以及协同攻击技术与战术, 为后续的研究提供了有益的尝试.     

尾翼稳定火箭弹高空气动力与弹道特性研究

针对新型弹箭的射程增大和飞行空域的大幅度提高,文中研究了尾翼稳定弹箭的主要气动力特性随海拔高度增大的变化规律以及对飞行弹道特性的影响。结果表明,随海拔高度增大阻力系数增大及压心系数减小对弹道特性的影响应该引起重视,在飞行弹道高度大于30km的远程弹箭飞行动力设计和弹道仿真计算中应该考虑空气动力系数随高度的变化。     

宽广攻角范围内不同加载形式涡轮气动性能研究

攻角和负荷分布形式的变化必然会导致涡轮叶片边界层结构的改变,从而影响涡轮的损失特性。本文通过设计负荷能力相同而负荷分布形式不同的3种叶型分析在宽广的攻角范围内,负荷分布对涡轮叶型边界层发展的影响规律。研究结果表明：前加载和均匀加载叶型在宽广的攻角范围内表现较低的损失特性,尤其是在负攻角范围内;后加载叶型的设计使得边界层提前转捩,气动损失较大。     

格栅翼组合体的超音速气动特性研究

介绍了超音速下格栅翼组合体的气动特性实验研究情况 .通过对两种格栅翼翼身组合体气动力实验结果的分析 ,以及与平板翼翼身组合体气动力数据的比较 ,阐述了格栅翼的气动特性 .结果显示格栅翼的阻力比平板翼的大 ,网格数越多阻力越大 ,在 M=2 .52 1 0时 ,斜置密网格格栅翼的升力大于平板翼的升力 ,削尖格栅翼的边框可以显著地减少格栅翼的阻力     

高能激光器自由旋涡气动窗口激光波前畸变的初步研究

分析了用哈特曼 夏克波前传感器研究高能激光器自由旋涡气动窗口对输出激光波前畸变的原理 ,并利用37单元哈特曼波前传感器实验研究自由旋涡气动窗口对输出激光波前的影响。结果表明 ,自由旋涡气动窗口对输出激光波前的影响主要是光束偏转和离焦 ,而其他低阶及高阶像差都比较小。由于透射激光束的偏转是稳定的 ,很容易由倾斜镜进行校正 ,因此稳定工作状态下的自由旋涡气动窗口能够满足实验需求。     

制导兵器某些气动カ问题

结合多年的研究成果和经验，对与发展制导兵器密切相关的7个气动力问题：高升阻比气动布局与气动增程、多片翼布局及气动特性、鸭式布局导弹鸭舵滚转控制耦合与解耦、子母弹抛撒分离的气动干扰、非圆截面弹体的气动特性与雷达隐身特性、格栅翼的气动特性、横向喷流控制技术进行了分析和论述。指出对这7个问题还需进行更深入的研究。