ADS-B监视报文参数统计及其所需性能

基于广播式自动相关监视（ADS-B）报文的位置导航不确定性指标（NUC_P）的监视质量备受关注。针对位置导航不确定性参数好、监视质量却不高的问题，深入研究广播式自动相关监视报文数据项及其与基于性能的通信与监视的相关性。在充分考虑通信导航监视相关性及全球卫星导航系统（GNSS）广域增强等因素基础上，推导、构建了监视所需性能估计模型，并给予合理简化。在测试空域利用2个具有运行资质的生产商ADS-B接收站，连续采集近2亿条ADS-B报文，统计分析报文各信息项的状态参数，并应用到所需性能估计模型评估计算这两个ADS-B站的所需监视性能。此外还将参考文献报文参数代入模型评估所需性能。结果显示，当考虑报文各信息项统计状态及具备广域增强服务支撑时，ADS-B所需监视性能参数估计值未达到99.9%要求。若缺乏广域增强服务及相关性因素等，系统所需性能与国际民航组织（ICAO）监视要求的差距则更大。     

脉冲爆震火箭发动机应用基础问题研究进展

脉冲爆震火箭发动机是一种通过产生周期性爆震波获得推力的动力装置，具有热效率高、结构简单、适用范围广等潜在优点。在面向应用时，为了充分发挥脉冲爆震火箭发动机的优势，需要解决诸多理论及工程性问题。目前已有大量的研究正在建立统一的爆震推进理论体系，以期为基于爆震推进方式的问世奠定理论和技术基础。针对应用可能遇到的问题，介绍了国内外相关研究进展。主要内容包括:两相爆震发动机技术，短距低阻起爆技术，发动机性能优化以及PDRE样机实验。关于两相爆震发动机技术，主要介绍了液态燃料爆震燃烧时的速度损失，液态燃料的雾化以及与气态氧化剂的掺混，最新进展包括通过加热燃油提高其雾化性能，从而提高推进性能；关于短距低阻起爆技术，主要介绍了固体障碍物起爆、流体障碍物起爆、热射流起爆以及激波聚焦起爆这4种方式的最新进展，其中固体障碍物起爆技术最为常见，而采用流体障碍物起爆技术可以更多地降低起爆过程中的性能损失；关于发动机性能优化，主要介绍了部分填充效应、尾喷管技术以及高频控制技术，部分填充以及尾喷管的使用有利于推进性能的提升，但在设计理论上仍需要更深入的研究，目前采用无阀工作方式可以有效提高发动机的工作频率；关于样机集成，主要介绍了目前出现的脉冲爆震发动机样机以及相关实验研究。     

基于伴随方法的单级低速压气机气动设计优化

采用梯度方法对某型4.5级压气机最后级进行气动设计优化研究，梯度由连续伴随方法计算确定，多排伴随方程采用伴随掺混面模型进行数值求解。首先，采用基于经验修正的初步设计方法设计带进口导叶的4.5级低速、低压缩比压气机的原始气动外形。之后，在压气机近失速工况对最后级静子叶片进行伴随气动设计优化，通过优化叶型和安装角降低流动损失，目标函数定义为加权求和形式的熵增和流量偏差，优化中对流量进行约束。最后，开展基于伴随方法的多工况气动设计优化研究，改善两个不同转速条件下最后级的气动性能。优化结果表明，基于伴随方法的多排气动设计优化可以通过改变叶片气动外形提升多排全工况气动性能。     

一类超声速长航程民用客机的气动设计和性能评估

缩短跨洲越洋长途旅行的飞行时间是人们一直追求的目标,超声速民用客机为这种日益增长的缩短飞行航时的需求提供了可能。本文阐述了一类超声速长航程民用客机的气动布局学设计和性能评估结果,其巡航马赫数为1.6,巡航高度为15km。采用航空工业空气动力研究院自主研发的ARI_OPT、ARI_OVERSET和ARI_Boom程序分别开展了气动优化设计、计算流体力学(CFD)性能计算和声爆特性评估,给出了其在巡航条件下的气动特性和声爆水平。本文的研究结果可为下一步发展超声速长航程民用客机提供技术支撑。     

基于逆向测量法的某型空气发生器导管设计与制造

某型空气发生器燃油、滑油导管管体变形、开裂,由于设计图样是二维平面示意图,没有空间三维外形尺寸和角度形迹,缺少制造工具,给导管修理带来诸多困难。通过对导管标准样件实物逆向测量形成数据文件,使用CATIA软件仿真设计导管标准样件三维图;设计、制造专用工装、测具对导管扩口进行加工、检测;采用专用弯管器,预防导管弯曲变形;采用3D打印制造导管胎膜检具,快速检测、比对修理过程中导管的外形,为导管变形位置准确定位提供检测标准。     

冲压发动机风洞引射器引射性能模拟

蒸汽引射器是冲压发动机试验台用来实现高真空度的重要设备,其工作环境复杂,性能优化较为困难。简化并建立蒸汽引射器的模型,通过Fluent软件对其工作情况进行数值模拟,分析工作状态下引射器内流场变化情况,并利用控制变量法分析引射器中水蒸气含量、工作流体压力、引射流体压力等工况参数对引射器工作能力的影响。通过与试验数据的对比,验证模拟结果的可信度。结果表明:引射流体流量增大时,引射器效率升高;引射流体中水蒸气从0变化到50%时,引射系数由0.45降至0.36。而当工作流体入口压力由1.07 MPa升至1.42 MPa时,引射系数由0.41降低至0.33;引射流体入口压力由12 kPa升至54 kPa时,引射系数由0.12升高至0.43,故在优化设计时应综合2个入口压力的影响。     

航天器姿态预设性能控制方法综述

针对存在不确定惯量矩阵及其它未知不确定性(如执行器故障、航天器结构发生突变等)下的航天器姿态控制问题，综述了预设性能控制及其应用的研究进展。首先阐释了预设性能控制方法的基本内涵及其关键步骤；然后分析总结了现有航天器姿态控制以及预设性能控制研究的基本概况与发展趋势；最后面向未来复杂化、智能化的空间任务对航天器控制系统提出的新需求，提出航天器预设性能控制值得研究的问题和方向。     

太阳能飞机循环飞行的高度剖面能量策略

为满足设定的太阳能飞机多日连续飞行条件，依据飞行过程中当前时刻的飞行高度、光伏输出功率、动力电池组余量等系统状态参数，研究如何分配动力电池组充放电和电推进系统输入等功率。所用策略立足于实时功率平衡，充分利用正午前后的光伏峰值功率用于飞机爬升及充电，在午后下滑过程中利用全部光伏输出，以最大化利用光伏资源；在光伏有效输出不足时则以一定的维持功率下滑，使能量的综合损失最小。方法能够提高以预定夜间飞行高度连续多日续航的成功率，提升飞行高度、纬度、季节范围或搭载能力，或者拓展这几种飞行条件的组合域，优化太阳能飞机的适用性。