具有复杂围护结构光学窗口的传热特性分析

针对具有复杂围护结构光学窗口传热特性,建立了高热流作用下的光学窗口及其复杂围护结构的辐射-导热传热模型,分别讨论了窗口的辐射半透明、光谱选择性、外部加热热流以及窗口尺寸对其瞬态温度响应的影响。结果表明,忽略窗口半透明特征会产生最大31.4%误差,忽略光谱选择性会产生最大40.4%误差;窗口外部气动加热热流影响显著,温度响应随热流的增大而急剧增大;窗口厚度对其传热特性的影响较大,随着厚度的增大窗口温度响应减小;而窗口半径产生的影响可忽略不计。     

一种基于OPTICS聚类的仅测角导航目标检测算法

仅测角自主导航方法具有设备简单、复杂度低，功耗低的优点，在空间任务中具有广泛的应用前景.针对中远距离下空间目标特征少的特点，提出了一种利用基于OPTICS聚类算法的空间目标检测方法，可用于仅测角导航过程中的目标检测.对原始星图进行预处理提取星点及目标点，并结合星图识别的结果选择部分帧，使用经过改进的OPTICS聚类方法获得目标运动轨迹.最后，使用本文中的算法对软件仿真出的含有目标的高精度星图进行处理验证了算法的可行性.在卫星相对于空间目标抵近过程中，目标检测的水平误差及垂直误差小于0.15°的帧数分别占到了85.4%以及99.6%.相比AVANTI实验中的目标检测方法，减少了在轨任务中相关参数的调节，进一步提升了算法的自主性.     

反导预警相控阵雷达网目标分配方法

针对相控阵雷达网跟踪弹道导弹目标时的资源管理问题，分析阐述反导预警作战场景，提出综合目标跟踪精度和雷达切换频率的目标分配效益函数，从雷达能量、时间及雷达与目标可见性三方面建立约束条件，以准确反映目标分配过程中的实际限制，在此基础上构建反导预警相控阵雷达网目标分配模型。根据反导预警任务特点，设置目标分配的自适应间隔，以提高模型设计合理性。就稀疏弹道导弹目标跟踪、密集弹道导弹目标跟踪2种场景进行仿真实验，结果表明:运用所提方法能够有效实现目标分配，提升相控阵雷达网资源利用效率，并能够减少雷达切换次数。      

民机飞控系统故障后飞行风险评估方法研究

为了对民机适航验证中飞控系统操纵面故障后的风险进行定量评估,建立了故障风险评估模型,综合考虑驾驶员操纵、大气环境的随机性和不同故障情况的影响差异,建立了人机闭环系统仿真模型。通过Monte-Carlo仿真计算不同工况下的故障后飞行风险概率,并对模型中随机参数的敏感性进行分析。最后以单侧升降舵卡阻故障为例,计算了不同飞行速度和不同飞行高度下的风险概率值,分析了不同随机参数的敏感性,并给出了风险控制策略。     

大型飞机平尾翼尖涡对后体涡系影响的实验研究

大型飞机在飞行过程中机身后体会产生一对反向旋转的脱体涡（后体主涡），该涡与平尾翼尖涡共同构成飞机后体的涡系结构。在风洞中，利用激光粒子测速（PIV）方法，对单独后体和加装不同展长平尾的后体，分别研究涡系结构的动力学特征。结果表明:后体主涡的涡核中心沿流向明显向上移动；加装平尾后，涡系呈现典型的四涡结构，平尾翼尖涡对后体主涡影响显著，加大了后者向上移动的趋势，同时使其沿展向外移，并显著削弱其涡旋强度；平尾展长增加后，后体主涡受到的影响有所减弱。在低速环境下，来流速度对后体涡系结构的无量纲动力学参数影响较小。     

基于CFD的机翼损伤飞机再平衡问题研究

基于CFD进行研究,利用Pointwise绘制了飞机无损、左侧机翼损伤10%,20%,30%,50%时的表面网格,在此基础上,利用ICEM CFD绘制笛卡尔体网格并进行了流场解算。通过对舵面网格的调整,模拟飞机舵面偏转,确立了飞机无损时的初始平飞状态。对受损飞机进行了流场解算,结合各气动系数计算结果分析了损伤对飞行带来的影响。为提高研究效率,提出了分级调节的研究思路,综合运用迭代的方法,多次调整飞机各舵面偏角以及迎角,实现了飞机的再平衡。     

高效率的特征型紧致WENO混合格式

特征型紧致加权基本无振荡（WENO）混合格式HCW-R结合了迎风紧致格式CS5-P和WENO格式，具有十分优异的分辨率特性。但在求解多维方程组时，HCW-R格式需要求解块状三对角方程组，因而计算代价十分高昂。采用迎风紧致格式CS5-F代替CS5-P，构造了一个新的特征型紧致WENO混合格式HCW-E。由于HCW-E的特殊形式，其可沿迎风方向、由边界处向内推进求解，避免了处理三对角或块状三对角方程组，从而其计算代价与显式格式无异。虽然就分辨率而言，HCW-E稍逊于HCW-R，但前者的计算效率要显著高于后者。因此，当花费相同的计算代价，HCW-E格式可以获得更好的数值结果。一系列求解Euler方程组的数值试验验证了HCW-E的高分辨率特性和相比HCW-R更高的计算效率。HCW-E格式的效率优势在求解高维问题时更为明显。      

复合材料尾减管加载变形仿真分析与试验验证

复合材料尾减管发挥着支撑直升机尾减速器和尾桨的重要作用。由于受尾桨的推力作用尾减管在使用过程中会沿推力方向产生变形,若变形过大会影响尾桨的正常运行进而对直升机安全产生威胁。为掌握复合材料尾减管在限制载荷作用下的变形情况并评估仿真分析的准确程度,对尾减管变形状况进行了有限元仿真和试验验证,仿真与试验的边界条件设置均模拟产品的真实装机状态。研究表明,复合材料尾减管变形位移的试验结果最大值为9.22mm,仿真结果比试验结果的最小值相比高出0.69mm,仿真与试验结果的偏差较小,吻合程度较高。     

长征运载火箭发射地火直接转移轨道研究

针对发射场射向范围和低温入轨级在停泊轨道上最长允许滑行时间严格受限下，工程设计火星探测任务发射轨道时，优化保障2~3周发射日期窗口的困难，以及精确设计拼接探测器分离点时刻轨道6根数耗时周期长等问题，提出了加入滑行时间限制再精确双向微分修正的设计算法（有别于传统B平面矢量法）。由地球影响球边界速度直接解出长征运载火箭入轨点轨道根数，将火箭飞行星下点弧段表示成滑行时间的分析式，快速找到满足诸多设计约束的初始发射轨道；并解决了考虑探测器小幅深空机动后火箭发射轨道的深入优化问题。精确力学模型下数值微分改进后，获得高精度计算结果，同等可比条件下运算精度不低于STK软件。实现了从地面起飞到抵达近火点的飞行轨道整体优化，确保了首次探火工程的顺利实施。