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1.	高雷诺数下跨声速自然层流短舱优化设计

	曹凡胡骁张美芳唐智礼《航空动力学报》,2021年第36卷第8期
	为解决高雷诺数下大涵道比发动机自然层流短舱高维优化设计问题，提取短舱3个基准面实现轴对称自然层流优化设计。通过获得较大范围层流区域，从而降低短舱表面摩擦阻力。采用类别形状函数（CST）参数化、γ-Reθtˉ转捩模型和遗传算法建立自然层流（NLF）短舱自动优化流程。表明通过优化短舱基准面建立三维NLF短舱设计方法的可行性。进而通过CATIA二次开发构建三维非轴对称NLF短舱，解决了基准面优化后大量数据点的高效导入和曲面生成问题。针对设计的非轴对称NLF短舱，进行了设计点附近迎角、侧滑角、来流马赫数以及湍流度的转捩敏感性分析。结果表明：跨声速状态下，迎角增大层流范围减小；来流马赫数增大层流范围扩大；侧滑角和湍流度对层流范围影响很小。
2.	航空发动机高压转子“可容模态”设计及实验验证

	赵璐廖明夫薛永广刘巧英李岩葛新瑞《推进技术》,2022年第43卷第2期
	为降低航空发动机高压转子的振动，提高高压转子对复杂工况的可容度，本文建立带双阻尼器的高压转子动力学模型，开展模态分析和响应分析，研究高压转子关键结构参数对“可容模态”的影响规律。构造了可容度评价函数η，建立了“可容模态”设计方法。设计了高压转子模拟实验器，通过模态校核实验验证了计算模型和计算方法的准确性，通过“可容模态”实验验证了设计方法的可行性。研究发现，利用当量临界转速ωˉ估计转子系统前两阶临界转速的方法可行，高压转子实验器的临界转速满足ωcr1≤ωˉ，ωˉ≤ωcr2≤2ωˉ；高压转子实验器在两阶“可容模态”下连续“共振”时长达到7125s，实验器转子关键部位的振动位移峰值不超过79.42μm，振动速度有效值不超过2.33mm/s，最大波动不超过10.59%。结果表明，所建立的发动机高压转子“可容模态”设计方法是行之有效的。
3.	航空发动机法兰接触热阻特性实验研究

	陈燕樊光亚林志辉史博文刘高文《航空动力学报》,2022年第4期
	通过搭建法兰接触热阻实验台，在法兰间隙0~0.75 mm、螺栓拧紧力矩20~40 N?m参数范围内，测量不同材料机匣多个轴向位置的壁温来获得通过法兰的热流，得到法兰的接触热阻、单位接触热导。分析了法兰间隙、螺栓拧紧力矩对法兰接触热阻特性的影响。研究结果表明随着法兰间隙的增加，接触热阻呈线性增加，最大增加0.03 K/W，单位接触热导先迅速减小，后趋于平缓，最大降低了10 744.2 W/(K?m2)，约94.5%；随着拧紧力矩的增加，接触热阻减小，最大降低了22.1%。
4.	过载环境下水平管内水的流动沸腾特性

	李根方贤德罗组分覃业棋《航空动力学报》,2022年第1期
	利用地面离心旋转台实验研究了不同过载环境下水在1.8 mm内径水平管内流动沸腾的摩擦压降特性。实验工况为过载加速度1.00g~3.16g，质量流速为230、330 kg/(m2?s)，热流密度为102、141 kW/m²，干度为0.07~0.58。结果表明：不同过载环境、干度、热流密度和质量流速对水的摩擦压降均有影响。摩擦压降随着过载的增加而略微减小，随着干度的增加而明显增大。另外热流密度和质量流速的增大均会增加摩擦压降，并且受到质量流速的影响更为显著。评价了8个常重力流动沸腾摩擦压降预测模型对实验数据的适用性，其中最小的平均绝对误差和平均相对误差分别为7.8%和6.9%。由于流动沸腾流型受到过载的影响较大，因此利用Fluent软件模拟研究了常重力和过载环境下的流型图，模拟结果显示过载对流动沸腾气液分离影响明显。
5.	鲁棒的低秩鉴别嵌入回归

	姚裕万鸣华黄伟《南京航空航天大学学报》,2021年第53卷第5期
	局部保持投影（Locality preserving projection， LPP）在特征提取中得到了广泛的应用。但是，LPP不使用数据的类别信息，并且采用L2范数来进行距离测量，对异常值高度敏感。本文从监督的角度考虑LPP的权值矩阵，并结合低秩回归的方法，提出一种新的模型来发现和提取特征。利用L2,1范数来约束损失函数和回归矩阵，不仅降低了对异常值的敏感性，而且限制了回归矩阵的低秩条件。然后给出了优化问题的求解方法。最后，本文将该方法应用于多个人脸数据库和掌纹数据集进行了性能测试，并将实验结果与现有的一些方法进行比较，结果表明该方法是有效的。
6.	基于叶端定时的转子叶片裂纹监测与诊断

	许敬晖乔百杰刘美茹郜伟强陈雪峰《推进技术》,2022年第43卷第2期
	为了实现转子叶片裂纹非接触式监测，提出基于??0范数的叶端定时欠采样信号稀疏重构算法。针对叶端定时信号欠采样问题，建立欠采样信号稀疏表示模型，利用分块正交匹配追踪算法对叶端定时欠采样信号进行分段重构，进而监测在变转速非稳态工况下转子叶片动频的变化情况，据此判断转子叶片是否产生裂纹。针对应变片信号间隔采样的特点，研究基于同步提取变换的时频分析方法，以提高时频图的时频聚集性。开展旋转叶片裂纹扩展试验，同时采用叶端定时和应变片系统测量叶片振动。对比叶端定时和应变片的分析结果，二者均可在裂纹叶片断裂之前至少20min，监测到裂纹叶片和正常叶片的动频发生分离的现象，即裂纹萌生致使叶片动频发生偏移，表明所提出的叶端定时欠采样信号重构方法能够实现转子叶片裂纹的监测与诊断。
7.	安装误差下弧齿锥齿轮齿面6σ稳健优化设计

	陈鹏董红涛王三民李飞何前进李义之《航空动力学报》,2021年第36卷第9期
	由于航空弧齿锥齿轮传动过程中存在安装误差，其不确定性对齿轮传动中的噪声和稳健性有较大的影响，利用Monte Carlo模拟描述抽样方法与多岛遗传算法对弧齿锥齿轮的2阶接触参数进行设计，将局部综合法和6σ分析法结合形成了弧齿锥齿轮的稳健性优化设计方法，并展开了对安装误差不敏感的稳健性优化设计。结果表明：给定工况下，合理地预设2阶接触参数的取值与容差量可将齿轮传动中安装误差不确定性的稳健性提高至99.9%以上；同时可有效降低弧齿锥齿轮接触印痕、传动误差的灵敏度30%以上，改善弧齿锥齿轮传动的接触性能。验证了文中基于6σ稳健优化设计技术的弧齿锥齿轮稳健性设计方法的可行性。
8.	基于改进联合稀疏电容层析成像算法滑油监测研究

	马敏于洁《推进技术》,2022年第43卷第4期
	由于电容层析成像（Electrical Capacitance Tomography，ECT）的“软场”特性，使其应用于航空发动机滑油管道监测时难以准确获得被测对象的位置和大小信息。针对图像重建过程中的病态问题，在对称交替乘子法（S-ADMM）算法基础上，提出一种采用L2,1-范数作为核范数、(L1-εL2)范数作为正则化器的改进联合稀疏电容层析成像算法。仿真实验采用COMSOL5.3和MATLAB2014a搭建仿真实验平台，仿真结果表明，改进算法与Landweber迭代算法相比，成像误差降低了35.82%，相关系数提高了56.51%；与S-ADMM算法相比成像误差降低了35.02%，相关系数提高了41.82%，图像误差降低至0.1435、相关系数提升至0.9308，且成像时间保持在0.1s。实验结果表明，改进联合稀疏成像算法提高了滑油监测方面的成像质量，具有实效性和适用性。
9.	Z-pin高效拉挤用双马来酰亚胺树脂改性

	周洲还大军李勇李丽沙刘洪全焦洋《航空动力学报》,2021年第36卷第10期
	为了满足双马来酰亚胺树脂（BMI）应用于Z-pin高效拉挤的需求，要求其具有低黏度（500 mPa?s）、耐热（玻璃化转变温度大于200 ℃）、固化快以及韧性好等性能。使用TDE-85环氧树脂（EP）降低BMI黏度，并进一步加入改性剂提高树脂的耐热性和力学性能。分别采用黏度测试、差示扫描量热分析、热重分析、力学性能测试等方法研究树脂固化工艺、固化反应动力学、耐热性以及基本力学性能，筛选最佳树脂体系制备Z-pin并进行性能测试与分析。研究结果表明：TDE-85环氧树脂的加入可以有效降低树脂体系的黏度，满足高效拉挤工艺性需求。加入改性剂二苯甲烷二异氰酸酯（MDI）提高了EP-BMI体系的韧性和耐热性，玻璃化转变温度为251 ℃，综合性能达到最优。浇铸体拉伸强度、冲击强度分别为66 MPa、21 kJ/m²，分别提高了38%、53%。Z-pin短梁剪强度为67 MPa，与基体结合强度为31.2 MPa。改性树脂体系充分满足Z-pin高效拉挤的工艺需求和性能要求，具有良好的工程应用价值。
10.	离心力场对内燃波转子火焰传播特性的影响

	巩二磊郝艳娜李建中兰天浩郑仁传江炜《推进技术》,2022年第43卷第6期
	为了揭示离心力对内燃波转子火焰传播特性的影响，建立了内燃波转子燃烧过程的简化模型，数值模拟了不同离心力场强度下波转子通道内的燃烧过程。研究结果表明，离心力只在一定范围内对火焰传播起到加速作用，且这种影响与预混气当量油气比Φ有关，当Φ=1.0时，作用范围为［0～250g］，在Φ=0.6，0.8时，作用范围为［0～700g］；离心力场对内燃波转子火焰传播特性的影响机制是导致火焰锋面变形，进而引起火焰传播速度变化。
11.	基于无迹卡尔曼滤波的柔性自由翻滚目标姿态估计

	赵梓良孙晟昕李文龙魏承《南京航空航天大学学报》,2022年第54卷第1期
	在进行在轨维修以及清除等任务时，需要确定航天器的姿态四元数和角速度。失效卫星常处于自由翻滚状态，通常带有柔性帆板，其运动规律相较于刚性帆板更为复杂。一方面，空间失效卫星的姿态确定常使用激光雷达、双目相机作为测量装备，其测量精度常受到光照、磁场等的影响，会对识别精度产生较大干扰。另一方面，柔性航天器的质量特性容易发生变化，导致很难对其动力学模型进行精确描述。针对柔性自由翻滚目标的状态难以获取的问题，本文提出基于无迹卡尔曼滤波的姿态估计方法，并采用神经网络补偿柔性航天器模型误差。仿真结果显示：无损卡尔曼滤波器（Unscented Kalman filter， UKF）算法对柔性航天器的姿态四元数预测误差值在10-3范围内，角速度误差值最高0.08 rad/s，采用神经网络补偿动力学模型后对四元数的预测误差稳定在9×10-4范围内，角速度误差稳定在1.5×10-3范围内。结果表明，使用神经网络补偿柔性航天器动力学模型的不确定项之后，UKF对柔性自由翻滚目标的姿态估计精度满足工程要求。
12.	一种鲁棒的飞机零件多尺度特征点检测方法

	李红卫魏泽勇《南京航空航天大学学报》,2021年第53卷第5期
	针对飞机零件几何模型多尺度特征检测问题，提出一种鲁棒的多尺度特征点检测算法。算法首先设计一种L1中值滤波算法获取无结构点云精准法线；然后基于计算得到的法线，计算各点的局部邻域波动，提取初始特征点；最后针对初始特征点数据冗余问题，提出一种收缩优化策略，计算最终特征数据点。试验结果表明，与传统的点云特征点检测方法相比，算法检测精度明显提升；其次，对于存在较大噪声的点云数据仍然能够有较好的提取效果，算法鲁棒性高。
13.	火焰稳定器相对参数对水冲压发动机燃烧及其内流场的影响

	李尚中向敏杨希祥谢泽阳张为华《航空动力学报》,2021年第36卷第10期
	在水冲压发动机燃烧室中设置钝体火焰稳定器，可使部分已燃高温燃烧产物在火焰稳定器后部的回流区内不断点燃新鲜的可燃混合物，从而实现稳定高效燃烧。通过改变火焰稳定器相对金属燃料入口高度及相对一次进水位置，对比分析了相对入口高度和相对一次进水位置两种不同相对参数对于燃烧室内掺混、燃烧以及火焰稳定效果的影响。结果表明：当相对高度H>1时，燃烧火焰无法稳定在回流区。当火焰稳定器相对位置不变时，在一定范围内，随着相对高度H减小，火焰稳定效果增加，且存在较优的相对高度(H=1)使燃烧室内的掺混效率和火焰稳定效果较好。当保持相对高度H=1不变的情况下，综合考虑火焰稳定效果、铝/水掺混效率以及发动机工作性能，L=0.5是较为理想的火焰稳定器相对位置。
14.	一种民航发动机滚动轴承故障预警方法

	刘勇王朝周平《推进技术》,2022年第43卷第2期
	为了提前感知滚动轴承故障，避免民用航空发动机非计划维护带来的损失，提出了一种故障预警方法。对轴承振动信号进行特征工程，提取其时域和频域特征，引入梯度提升决策树（Gradient boosting decision tree，GBDT）算法，量化了特征重要度；在特征相关性分析的基础上，利用核主成分分析（Kernel principal component analysis，KPCA）方法实现特征融合与主元提取，再次结合GBDT构建了故障预警模型，使用交叉验证法实现了模型泛化能力评估。结果表明：KPCA+GBDT模型的泛化性能显著，模型的F1分数高达0.991，对应的受试者工作特性（Receiver operating characteristic，ROC）曲线下面积的值为0.998，体现出该方法用于支撑航空发动机健康管理与维护决策工作的工程应用价值。
15.	基于光滑粒子流体动力学方法的液滴蒸发问题数值模拟研究

	强洪夫汪杜豆石超陈福振《推进技术》,2021年第42卷第2期
	基于光滑粒子流体动力学方法（Smoothed Particle Hydrodynamics，SPH），开展了SPH新算法在蒸发燃烧领域的研究。建立了适用于SPH方法的蒸发数值模型，推导了基于傅立叶热传导公式和菲克扩散定律的SPH离散方程；借鉴VOF方法（Volume of Fluid）的思想，提出了SPH粒子的液相质量分数的概念，以有效表征蒸发过程中的相变问题。采用SPH方法对高温环境中单个液滴的蒸发过程进行数值模拟，结果符合D2定律，与理论模型相一致；在强迫对流环境中，液滴的蒸发过程受到对流作用及表面张力的影响，蒸发速率加快；进一步对双液滴在静止、对流环境中的蒸发过程进行数值模拟研究。结果表明，液滴的间距、滴径对多个液滴的蒸发过程影响至关重要，液滴间距至少在两倍的液滴直径以上，相互之间的影响才可以近似忽略。通过本文研究，拓宽了SPH方法在蒸发相变领域的应用范围，研究结果也能够为进一步的燃烧问题研究奠定基础。
16.	基于多目标的二冲程发动机换气过程优化

	胡春明田梦园刘娜宋玺娟《航空动力学报》,2021年第36卷第11期
	二冲程航空活塞发动机的换气过程直接影响燃烧效果和发动机性能，以某二冲程航空活塞发动机为例，建立仿真模型，基于动力性能、经济性能、扫气性能进行多目标优化，对扫气道、排气道结构参数的不同组合优化分析。另外，还对不同海拔工况点下（转速为5 600 r/min，100%节气门开度）的气道结构参数进行优化。结论表明：使用NSGA-Ⅱ算法对发动机气道结构的优化可以有效提高扫气效率和功率，优化后（转速为5 600 r/min）分别为0.841 kW和2.712 kW，燃油消耗率降低22.08 g/(kW?h)；另外，在不同海拔工况点中，随着海拔高度的增加扫气道长度呈现出减短的趋势，而排气道长度逐渐增加，且在海拔高度大于1 800 m时趋势变化更加明显。
17.	基于Armijo准则和BFGS算法的运载火箭控制重分配

	于海森谭述君吴志刚《航空动力学报》,2022年第1期
	以某型运载火箭为研究对象，研究了伺服机构故障下的重构控制问题。将该问题转化为有约束二次规划问题，采用一种Armijo准则和BFGS算法相结合的控制分配方法来求解。Armijo准则可以保证优化算法的收敛性，而BFGS算法则避免了迭代过程对Hesse阵的求逆运算，且具有收敛快的优点。将该重构方法与不动点迭代算法进行了对比，该算法经过8次迭代收敛，目标函数值和误差值分别收敛到102量级左右和10-5量级；而不动点迭代算法经过30次迭代尚未完全收敛，目标函数值和误差分别收敛到103量级左右和10-2量级。结果表明该重构方法比不动点迭代算法收敛快且收敛精度高。以单台发动机发生卡死故障为例对该方法进行了仿真验证，得到了与无故障情况下相同的控制效果，验证了该重构方法的有效性和正确性。
18.	不同喷丸强度对TC17钛合金抗疲劳性能影响

	卜嘉利吕扬刘博志韩振宇佟文伟高志坤《航空动力学报》,2022年第6期
	为提升 TC17 钛合金抗疲劳性能，对其表面进行喷丸处理。通过旋转弯曲疲劳试验、断口分析、残余应力场分析、表层组织分析及喷丸前、后钛合金表面完整性分析等手段，开展不同喷丸强度对TC17钛合金抗疲劳性能影响研究。结果表明：喷丸强化后钛合金表面粗糙度增大，由0.315 μm变为0.5~1.0 μm；表层发生塑性变形，晶粒发生细化；表面引入残余压应力，残余压应力层深约为125~151 μm ，最大残余压应力位于层深30 μm附近处。0.3 mm?N喷丸状态旋转弯曲试样疲劳寿命优于其他状态试样，在740 MPa和840 MPa应力水平下，分别比未喷丸状态试样疲劳寿命提升4.5倍与7.5倍。疲劳寿命提升归因于试样表层晶粒细化、高密度位错组织及残余压应力对疲劳裂纹萌生与扩展的抑制作用。0.35 mm?N与0.4 mm?N喷丸状态试样疲劳寿命下降与喷丸强度过大时试样表面粗糙度高，并有脱层及微裂纹生成有关。
19.	基于高温瞬态热响应的石英窗口导热系数反演

	石宇夏新林陈学王秦阳康宏琳《航空动力学报》,2022年第4期
	提出一种利用高温加热下瞬态热响应信息来同时反演石英窗口在不同温度下导热系数的方法。结合实验测试过程，首先建立石英窗口-石墨板-石英窗口三明治结构高温非灰体辐射-导热耦合传热模型。再通过实际测试温度响应结果和材料光谱辐射特性参数，构建石英窗口导热系数的遗传算法反演辨识模型。采用1 100 K加热条件下实验数据，反演辨识获得了常温至1 100 K石英窗口导热系数介于1.35~2.58 W/(m?K)，并拟合出高温导热系数关联式。结果表明：该材料辐射对导热系数影响随温度升高而增大，在1 100 K下辐射影响占比16.12%。最终通过变工况的高温传热过程测试，验证了方法的可靠性及导热系数数据的准确性。
20.	放电室长径比对射频离子推力器影响的数值模拟研究

	杨三祥李兴达蒲彦旭刘超陈娟娟吴辰宸贾艳辉郭宁耿海孙新锋陈新伟《推进技术》,2022年第43卷第5期
	为获得推力器的性能与推力器工况之间的变化规律，利用等离子体密度平衡方程、中性气体密度平衡方程、中性气体功率平衡方程、电子功率平衡方程构成的全域模型对氙工质射频离子推力器开展了数值模拟研究。结果表明，放电室长径比（L/R）的改变引起放电室壁上消耗功率的变化，从而影响推力器的性能。在放电室体积和工质流率不变的情况下，放电室的开口面积越大，越有利于射频功率的转换和推力器性能的提升。此外，改变工质流率导致离子间碰撞平均自由程和碰撞频率发生变化，进而使推力器的射频功率转换效率、推力效率、推功比随工质流率的增加而增加，工质利用率随着工质流率的增加而减小。

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