涡轮级间封严环的超声速喷涂应用研究

在航空发动机设计中正确地选择和使用涂层对保证和提高机件的可靠性、耐久性和寿命至关重要。简要介绍了某机涡轮级间封严环定位槽磨损故障,阐述了超声速喷涂机理、特点和围绕使用技术条件所做的喷涂工艺试验、结合力试验、耐磨性试验、氧化试验、硬度测定和金相分析以及涂层的试车考核效果。     

热真空试验中产品控温方法研究及其效果验证

为降低真空环境下产品的控温风险，以热真空试验的控温系统为研究对象，分析串级PID温度控制原理，在串级PID控制算法基础上进行多分区及参数自整定，提出一种适用于大滞后性系统的产品控温方法。试验验证结果表明，应用此控温方法对某卫星功率放大器热真空试验进行控温，实现了较高的精度（达到±0.5 ℃）和较小的超调量（仅0.7 ℃），升、降温速率≥1.5 ℃/mm。     

一种用于TSTO级间分离CFD计算的网格动态优化技术

两级入轨空天运输系统具有难度较低和经济性好的优点，级间分离是该运输系统设计的一项关键技术。相比前后串联级间分离，两级入轨上下两级间存在严重的激波相互干扰，直接影响分离物体的气动力矩。为了更好地模拟分离过程中两级之间的运动激波多次反射问题，本文结合非结构混合网格分布优化技术和压力比值激波识别技术，建立了用于级间分离运动过程的并行网格动态优化技术。基于计算流体力学软件NNW-FlowStar，完成了两级入轨运输系统并联分离过程的数值模拟。结果表明，采用网格动态优化技术，可实现级间复杂激波的精细捕捉，更精准地获得了强干扰下飞行器的气动特性，显著提高了并联分离过程中运动轨迹和姿态的预测精度。     

基于Simscape航空三级式起动/发电机建模仿真研究

基于现有航空三级式起动/发电机仿真建模方法，提出基于Simscape电力系统域的励磁机、旋转整流器和主电机统一域建模方法，给出建模过程，在所建立的子系统模型上搭建航空三级式起动/发电机从起动到发电过程的仿真系统，该系统可工作在起动状态和发电状态，实现起动到发电状态的转换。仿真结果表明，所给出的建模方法可行、建模结果正确，能够支持相关领域的仿真研究。     

基于网格测力数据的多体分离轨迹预测方法研究

将基于风洞网格测力试验数据建立的气动力模型与刚体运动方程进行耦合求解得到多体分离轨迹-时间特性，建立了一种多体分离的离线轨迹预测方法。为了提高气动力模型的预测精度，针对移动最小二乘法（MLS）模型提出一种新的权函数形式，针对Kriging气动力数学模型通过加入样点预处理提出了Kriging-Pre数学模型。研究方法应用于来流马赫数6条件下，某并联两级入轨飞行器标模的分离特性研究。研究表明采用改进的两种气动力数学模型均可有效提高分离轨迹预测精度，得到与CFD以及风洞试验定性一致的结论。验证了本文提出的离线轨迹预测方法可以满足当前多体分离特性定性分析需求，具有较高时效性。     

考虑有色噪声影响的脉冲星导航2级强跟踪差分滤波器

为提高X射线脉冲星导航对有色噪声及太阳系内星历误差的鲁棒性，设计了2级强跟踪差分滤波器（TSTDKF）。首先在分析导航原理基础上，导出了中心天体星历误差对导航结果的误差传递关系，并利用扩展卡尔曼滤波器（EKF）进行了仿真验证；在同一运行轨道上，又结合引力摄动模型对第三天体引力摄动数据进行了分析，证明该部分噪声为有色噪声。根据以上结论，将普通2级卡尔曼滤波器（TKF）的无偏滤波器设计为一种改进的差分卡尔曼滤波器以降低有色噪声对导航系统的影响，同时又在其独立偏差滤波器中根据观测残差构建了多重自适应调节因子以增强其跟踪性能，两者共同构成TSTDKF的2个并行滤波器。通过仿真实验证明，TSTDKF的位置误差性能最大可比EKF和TKF改进56.49%和35.18%，速度误差性能改进27.66%和17.07%；对星历误差的跟踪效果也整体好于TKF。     

叶尖小翼对跨声速压气机级稳定工作裕度的影响

为了揭示叶尖小翼对跨声速压气机级气动性能的影响机制，利用数值方法研究了压气机级转子叶片上加装不同宽度压力面/吸力面叶尖小翼的作用效果和扩稳机制。同时，提出一种更加系统的叶尖小翼结构设计方法以优化叶尖小翼技术在压气机上的应用，使压气机级压比和绝热效率基本保持不变的前提下提升其稳定工作裕度。研究结果表明：随着压力面小翼宽度的增加，压气机级的稳定工作裕度分别增加了6.01%、9.90%、10.76%、11.43%，压力面叶尖小翼改变了转子叶顶气流偏转角，抑制了叶顶泄漏流的产生和泄漏涡破碎，提升了压气机级的流通能力，同时减弱了静子叶片吸力侧的分离损失。     

无人机空中冲突探测与避撞研究

近年来，无人机运输业迅猛发展，其飞行过程中的冲突探测与避撞问题成为亟需解决的关键问题。在无人机周围建立合理的三维空间模型，优化包括紧急避撞区域、一般避撞区域、监视及提前避撞区域的三级避撞区域系统，并利用ADS-B 报文提供的无人机位置、速度等信息，基于无人机一般二维平面上的冲突探测与避撞算法，通过增加垂直方向上的冲突识别来改进冲突探测算法，对比调速、调向两种避让方案在各避撞区域的成功率。结果表明：改进算法能在无人机数量大幅增加的情况下有效识别冲突无人机，同时采用先调速后调向的避让方案，避撞成功率达到99.75%，可为保障无人机的飞行安全提供有效策略。     

激波风洞两级入轨飞行器纵向级间分离试验技术

高超声速多体分离问题是航天多体飞行器研发中的关键技术问题，基于分离过程中高速流动的复杂性，对高速多体分离的风洞试验研究极具挑战性，特别是激波风洞分离试验。激波风洞具有高速、高焓试验气流特点，更准确评估高超声速分离气动力/热特性，但是其有效试验时间短（ms量级），进行主动式动态级间分离试验极其困难。提出一种应用于激波风洞主动式多体分离试验的高速气动发射系统（HPELS），使得模型在短试验时间内完成主动分离测试，详细介绍了HPELS延迟时间、模型分离时间等精确的时间标定及时序控制方法。针对分离过程中模型的运动轨迹及气动力参数的高性能评估，发展了基于纹影图像的非接触式分离运动轨迹捕获及气动力参数测量技术。两级入轨（TSTO）飞行器的安全级间分离是典型的高速多体分离问题，设计了并联式TSTO飞行器并针对作者提出的纵向分离方案，在JF-12复现飞行条件激波风洞验证了高速动态多体分离试验技术应用的有效性，同时首次在激波风洞对TSTO纵向分离方案进行了原理性验证。初步对比结果显示，试验结果与数值计算结果具有良好的一致性。