基于Lattice-Boltzmann方法的多孔介质真空绝热特性

作为真空绝热板的芯材,多孔介质微尺度空间形貌结构及物性参数对其绝热性能影响较大。为研究多孔介质真空下的导热性能,选择颗粒状、纤维状和泡沫状3种典型多孔介质材料,并基于Lattice-Boltzmann(LBM)提出了一种随机构造多孔介质物理模型的方法。模型中重要参数结合多孔介质电镜扫描图像处理获取。采用D3Q15LBM模型进行数值模拟,并分析了真空度及颗粒/纤维/泡孔等效直径对导热系数的影响规律。模拟与实验的对比结果揭示了多孔介质真空下的导热系数随真空度及多孔介质物性参数的变化规律。     

尖侧缘机身布局的俯仰力矩特性及扰流板控制

针对尖侧缘机身布局在大迎角下存在的正俯仰力矩（抬头力矩）问题，通过风洞试验，首先研究了俯仰力矩的迎角分区特性及流动演化规律：线性增长区（迎角为0°~15°），俯仰力矩线性增加，全机从附着流到形成进气道前缘涡和机翼涡；非线性增长区（迎角为17.5°~32.5°），俯仰力矩非线性增加，机头涡出现，机头涡和进气道前缘涡逐渐增强，机翼涡增强后破裂；衰减区（迎角为35°~65°），俯仰力矩逐渐减小，机头涡增强后破裂，进气道前缘涡破裂发展，机翼涡完全破裂。其次，发现了机身前体是产生正俯仰力矩的主要来源，机头涡是导致大迎角下正俯仰力矩的主控流动。当迎角为40°时，前体各截面正俯仰力矩在进气道前缘处达到最大，主要是由于该处机头涡诱导产生了较强的法向力。最后，提出了大迎角机身扰流板控制技术，产生了较好的控制效果。当迎角为40°时，扰流板可使正俯仰力矩减少62%，其原因是扰流板降低了机头涡涡量及其诱导产生的法向力，减少了机身前体对正俯仰力矩的贡献。该控制技术的缺点是扰流板会带来一些升力损失和附加阻力。基于尖侧缘机身参考宽度的雷诺数为2.59×10⁵。     

飞机空调系统频发故障模型构建及预测

利用时间序列算法,对飞机空调系统故障进行预测研究。该算法基于数据处理后集成到SAS系统中的飞机空调系统故障序列,利用SAS/ETS模块相应命令检验该序列为平稳非白噪声序列,在此基础上对有限多个模型进行相对最优化选择后构建自回归移动平均(ARMA)预测模型。最后,将该模型应用于某型飞机空调系统故障实证研究及短期预测中,分析结果表明,该方法在飞机空调系统故障短期预测中的效果良好。     

丙烯环路热管补偿器的可视化实验研究

通过采用石英补偿器和高速摄像机实现了对丙烯环路热管补偿器的可视化实验研究，重点研究了补偿器内工质的状态随充装量和传热量的变化及充装量对环路热管传热性能的影响。研究发现，容积为51.4 mL的环路热管最佳充装量约为19.7 g。充装量小于最佳充装量的各工况下，能观察到对应补偿器内工质液面高度低于引流管，蒸发器和补偿器之间相变换热强烈，引流管外壁面明显有工质的冷凝及流动，且工质冷凝和流动的速度随着传热量的增加而加快；随着充装量增加，环路热管传热热阻减小，280 K工作温度以下的传热量增大。最佳充装量对应的补偿器内液面高度浸没引流管而接近蒸发器核心通道顶端，得到280 K以下最大传热量为40 W，对应的最优传热热阻为2 K/W。充装量大于最佳充装量的工况下，补偿器内液面高度超过蒸发器核心顶端，随着充装量增加，环路热管传热热阻增大，280 K以下的传热量减小。补偿器和蒸发器核心通道内的工质分布能影响蒸发器向补偿器的漏热量，这是充装量影响环路热管性能的重要原因。      

共轴刚性双旋翼/机身干扰流场数值模拟

采用滑移网格技术求解Navier-Stokes (RANS)方程的方法,研究了共轴刚性双旋翼/机身的干扰问题。通过Caradonna-Tung旋翼、Robin直升机、Maryland直升机旋翼/机身干扰和Harrington 2共轴双旋翼等算例,验证了所提出的旋翼流场数值模拟方法的正确性。在此基础上,以Maryland机身为原型,分析了不同桨距的共轴刚性双旋翼与机身之间的干扰特性。结果表明:所提出的数值模拟方法能够很好地模拟共轴刚性双旋翼/机身的气动干扰特性;由于机身对于共轴刚性双旋翼下洗流场的阻滞作用,旋翼的悬停效率增加5%左右,并且随着拉力系数的增大使得悬停效率的增量更加明显;旋翼的悬停效率增加主要来源于下旋翼0°方位角附近的桨叶升力系数的增大,并且拉力系数的增量由桨根向桨尖方向逐渐减小。      

基于NFTET的高超声速飞行器鲁棒轨迹重构设计

考虑高超声速飞行器故障下安全再入飞行问题，针对飞行器发生较大故障的情况，提出了基于相邻可行轨迹存在定理(Neighboring feasible trajectory existence theorem,NFTET)的鲁棒在线轨迹重构算法。在标称情况下基于反馈线性化预测校正制导算法生成满足各种约束条件的再入轨迹；由于NFTET只适用于发生较小故障的情况，为保证较大故障下飞行器仍能以较高精度安全着陆，基于NFTET理论设计了鲁棒轨迹重构算法，得到了较高落点精度的飞行轨迹。仿真结果表明，本文所提出算法能有效解决飞行器较大故障下的安全再入轨迹重构问题，提高了飞行器的自主容错能力。     

合金脉冲电弧焊接技术进展

为实现航空航天铝合金关键结构件的高效可靠连接,焊接加工已成为主导工艺方法之一,其中电弧焊以其自身的特点和优势,仍然是应用最为广泛的焊接技术.脉冲电弧焊是一种较先进的焊接方法,脉冲电流的加入对电弧焊接过程及质量均产生显著影响,有利于改善和提高铝合金的焊接质量,具有很好的工程推广应用前景.     

18轴镗孔装置

某产品前、后圆盘,各有φ61D_4及φ63D_4孔19个,如图1所示。它是产品的定位、安装基准,因此除孔径有精度要求外,孔距亦有精度要求,并要求协调一致。采用传统的单孔加工,其孔径往往不一,还须组合镗制。其生产     

航天器故障诊断与容错控制技术研究综述

详细综述了航天器故障诊断与容错控制的研究进展。重点从基于模型的方法、基于数据的方法和基于知识的方法三个方面分别阐述了航天器故障诊断技术的研究进展，并且总结了航天器容错控制技术的研究现状，然后介绍了国内外的一些相关技术项目的开展情况，最后对未来可能的发展方向进行了探讨。     

充液航天器姿态控制研究进展

首先介绍了充液航天器刚-液耦合动力学建模的研究现状,以及目前被广泛使用的等效晃动力学模型的建模方法;其次针对不同执行器的选取,总结分析了基于李亚普诺夫稳定性原理、滑模控制、自适应反馈控制等充液航天器抑制液体燃料晃动、控制姿态的方案;最后,对目前国内充液航天器姿态控制问题进行了总结,并展望了充液航天器未来的研究方向.