风云四号卫星双程测距系统精密轨道确定

针对我国新一代静止轨道卫星风云四号高精度轨道计算需求，地面跟踪系统设计了多台站双频双程测距模式。详细给出了信号传播介质改正中的电离层与对流层处理方法，并给出了风云四号卫星动力学轨道确定策略。在非变轨期间，采用动力学定轨方法。轨道确定残差分析，测量噪声均方根优于0.5 m。通过轨道重叠分析，非变轨期间精度优于20 m。动量轮卸载期间，采用估计经验力的方法，其定轨残差优于1 m。对多弧段数据处理表明文中方法满足同步卫星双程测距模式下的高精度轨道跟踪问题。     

旋翼翼型气动设计与评估软件HRADesign

HRADesign系统作为通用旋翼翼型气动设计和评估系统,研制目的主要是为工业设计环境提供通用、高效、鲁棒的优化设计架构,应用于各类旋翼翼型族的设计,提高旋翼翼型设计的效率和精度,以满足先进直升机对高性能旋翼翼型的迫切需求.旋翼翼型设计技术是直升机旋翼设计的核心技术,旋翼翼型的优化设计具有多点、多目标、强约束的特点.HRADesign系统针对旋翼翼型设计的特点,发展了多目标进化算法、PCA多目标降维技术、Kriging代理模型、基于CST方法的翼型参数化技术以及高精度CFD等优化设计技术,构建了基于进化算法的多目标优化流程.通过详细介绍平台的系统架构、主要的功能模块以及多目标优化流程,展现了系统架构设计的灵活性和功能模块的完备性.通过ADODG基准测试算例、某厚度旋翼翼型常规多目标优化算例和考虑多目标降维的优化算例进行了系统功能验证,优化结果表明,在满足约束的条件下,优化后的旋翼翼型和基准翼型相比,综合性能都有明显改善,验证了优化设计系统的有效性、可靠性.     

近平静/波浪水面地效飞机气动特性风洞试验

为研究波浪水面地效飞机气动特性的变化规律，在Φ3.2 m低速风洞开发了新的试验技术，以模拟地效飞机飞越1 m实际浪高水面时的气动特性。研制了具有一定上下升沉和前后平移行程的固定波浪地板，模拟螺旋桨带动力地效飞机在起飞、巡航、着水等状态飞经波峰、波谷、中立位置等相位时的气动性能。在现有水平活动地板基础上，采用在水平活动带表面设置2个周期波形的方式研制了活动波浪地板，通过活动波浪带的周期性循环运行，模拟地效飞机不断飞越波浪的情况，其模拟相似性更高，可以更加准确地模拟地效飞机与波浪之间的相对运动。利用固定水平地板、固定波浪地板和活动波浪地板装置模拟空中、近平静水面和近波浪水面飞行状态，获得了地效飞机无动力和螺旋桨带动力条件的气动特性风洞试验结果。研究结果表明:螺旋桨带动力和地板对地效飞机起飞和着水状态气动性能具有很强的耦合影响，并非简单的叠加关系；地效飞机在波浪的不同相位上方时，升阻性能和俯仰力矩均存在较强变化，影响飞行平稳性。     

高性能计算支持的静气弹优化设计方法

为扩大国产超级计算机在国内航空航天工业领域的应用,面向大展弦比机翼气动结构综合优化设计的实际问题,基于具有大量工业应用和自主知识产权的CFD软件TRIP和CSD软件SiPESC,应用改进的三维类别/形状变换（CST）参数化方法、差分敏度并行计算策略和移动渐近线（MMA）等大规模优化算法,通过TRIP+SiPESC耦合气弹分析软件预测气动载荷,发展了一套机翼型架外形的优化设计方法。以CRM标模内插机翼为例,针对无弯扭的初始型架构型,以气动外形展向几何扭转分布和结构有限元模型一万个壳单元厚度为设计变量,实现1 g载荷气动优化和2.5 g载荷结构优化的综合;在不降升阻比、满足最大应力/位移的约束下,俯仰力矩系数改善近40%,针对本文假设材料和初定的尺寸参数,机翼减重近9%,验证了方法和软件的有效性。该方法直接采用产品级高保真的自主静气弹分析软件预测气动力/载荷,将计算资源耗费大的静气弹优化和设计变量/约束规模大的结构优化分治,有较好工程应用前景。     

翼身厚度对小展弦比飞翼布局流动特性的影响

跨音速条件下,激波将导致大后掠飞翼布局出现激波/边界层干扰、激波/前缘涡干扰等复杂流动现象,对其流动特性、气动性能产生严重影响。本文采用数值模拟方法研究了跨音速时小展弦比飞翼布局流动特性随迎角的演化,并分析了翼身厚度对前缘涡流动的影响。计算结果表明:在无前缘涡区,翼身厚度在机头处引起侧洗作用,在尾部出现激波/边界层干扰现象,导致流动分离;在前缘涡发展区,翼身厚度的侧洗作用使飞翼模型前缘涡形成较晚,影响区域减小,但使其前缘涡发展较快,强度增大,在背风侧诱导的吸力增加,从而使前缘涡涡升力基本不变;同时,侧洗作用导致翼身背风侧激波位置前移,诱导前缘涡破裂,使涡破裂迎角大幅减小。本文研究为大后掠飞翼布局气动布局设计和流动机理分析提供了基础。     

嫦娥三号动力落月段轨迹确定策略

针对CE-3（嫦娥三号）月球探测器动力下降弧段,特别是悬停避障段频繁机动的特点,提出了采用B样条函数逼近方法进行落月轨迹确定.仿真分析表明：在动力下降运动较平滑弧段,B样条逼近法计算结果略优于多项式拟合法;而在频繁机动弧段,B样条逼近法有明显优势.计算结果表明,加入VLBI（Very Long Baseline Interferometry,甚长基线干涉测量）数据后能有效提高落月轨迹确定精度,在没有系统误差的情况下联合定位后位置精度优于50 m.此外,还分析了三向测量系统差对定位的影响,可对CE 3任务提供参考.最后对CE 3实测数据进行处理,动力落月段末点位置和着陆器定位计算值相差不到200 m.     

钝体后预混火焰稳定机理与钝体尺寸间关系的研究

为了进一步理解火焰稳定的详细机理,采用钝体作为火焰稳定机理的研究模型,详细分析了火焰根部流场特性对于火焰稳定的影响。研究了二维通道中不同尺寸V型钝体在不同进口速度下的反应流场,分析了预混煤油火焰根部特性。进口煤油和空气的当量比为Φ=0.6,进口温度300K,环境压力0.1MPa。结果显示在钝体分别为小尺寸、中间尺寸和大尺寸时,钝体后火焰根部特征、回流区特征和火焰根部位置随进口速度变化的规律都各不相同。当D=1mm钝体尺寸较小时,速度从0.4m/s增加到0.48m/s,一个火焰根部向下游移动4.5mm;当D=8mm钝体为中间尺寸时,来流速度从1m/s增加到5m/s,两个火焰根部首先向下游移动7mm,再向上游移动3.7mm;当D=32mm钝体尺寸较大时,来流速度从5m/s增加到25m/s,两个火焰根部均向上游移动2mm。     

弹射救生系统大迎角大侧滑角气动特性工程计算方法研究

对弹射救生系统的气动特性进行了分析,发展了一套快速获取其气动特性的工程计算方法,并对某战斗机弹射救生系统的大迎角大侧滑角气动力特性进行了计算.结果表明,工程计算结果与风洞试验数据一致性良好.     

小型航空发动机特点及换热问题综述

首先介绍了小型航空发动机尺寸小、结构紧凑、转子转速高、长度短、工作环境恶劣等特点，然后基于这些特点提出了小型航空发动机在换热领域中进气系统防冰、离心压气机换热、燃烧室换热、涡轮盘换热、涡轮叶片外表面换热和涡轮叶片内换热等独特问题，最后分析了中国小型航空发动机换热领域的现有技术水平和下一步发展方向。     

小展弦比飞翼亚、跨、超声速支撑干扰研究

通过数值模拟方法研究了小展弦比飞翼标模在0.6、0.9、1.5三个典型马赫数下的支撑干扰特性,分别考虑了近场尾部外形局部畸变和尾支杆干扰及远场风洞中部支架干扰,并基于表面压力系数差异为准则尝试对近场干扰量进行分解。研究得到如下结论:马赫数0.6时,远场支撑阻力系数和俯仰力矩系数的干扰量约占总支撑干扰量的30%,升力系数约占20%;马赫数0.9、迎角2°时,阻力系数远场支撑干扰量占总支撑干扰量的40%,迎角18°时,远场支撑干扰使得涡破裂位置提前;马赫数1.5时,远场支撑干扰可以忽略;基于表面压力系数差异将支撑干扰量分解的方法在亚声速支撑干扰前传明显时不适用,在马赫数0.9、迎角2°时求得近场支撑干扰使得马赫数减小约0.02,迎角减小约0.1°,马赫数1.5时用此法求得马赫数和迎角的干扰量均约等于0。