滑移流区化学非平衡流中气动热环境的数值模拟

针对滑移流区化学非平衡流中的气动热环境预测问题，采用多组分化学非平衡纳维-斯托克斯（N-S）方程对轨道验证飞行器（OREX）进行数值模拟，对比了有限催化和非催化、滑移和无滑移壁面条件下的气动加热，研究了壁面催化和滑移效应对气动热的影响规律，并分析了影响气动热的主要机制。结果表明：壁面催化和滑移效应均会影响流场物理量分布，高度为92.82 km时对激波脱体距离的影响较为明显；随着高度减小，有限催化与非催化壁面间的热流偏差增大，而滑移与无滑移壁面间的热流偏差减小；高度低于92.82 km时有限催化壁面计算得到的驻点热流值与飞行数据吻合较好，偏差均在11%以内；机制分析发现，催化效应对壁面附近的组分分布影响较大，滑移边界条件中的温度跳跃条件对壁面附近的温度分布影响显著。     

热力学非平衡对超燃冲压发动机冷态流动影响研究

随着流动马赫数和温度的变化，热力学非平衡对流动的影响也在变化。为研究热力学非平衡对不同飞行马赫数条件下的超燃冲压发动机冷态流动的影响，对三个经典的超燃冲压发动机模型，包括JAXA Ma12-02超燃冲压发动机，DLR超燃冲压发动机，以及Hyshot II超燃冲压发动机进行数值模拟。针对每个超燃冲压发动机，分别采用三种热力学模型进行模拟，包括量热完全气体模型（对应冻结流动），单温度模型（对应热力学平衡流动）以及双温度模型（对应热力学非平衡流动）。计算结果表明，热力学模型对超燃冲压发动机内流波系结构的位置有一定影响：从整体上来说，双温度模型计算所得波系位置比量热完全气体模型计算结果靠后，比单温度模型计算结果靠前；不同热力学模型计算所得波系位置在发动机前段相对较为接近，而随着向下游发展，波系位置的差别逐渐增大，这是上游每一道波系位置的差别逐渐累积的结果；在发动机前段，双温度模型计算所得波系位置更接近于量热完全气体模型计算结果。通过分析不同热力学模型计算所得激波角可以对此进行解释。而就本文涉及的三个小尺寸超燃冲压发动机而言，热力学模型对气动力和力矩的影响相对较小。不同热力学模型计算所得气动力和力矩的差别主要来源于计算所得激波串位置的差别。     

飞机装载与平衡课程实验项目开发研究

《飞机装载与平衡》课程是交通管理专业的一门核心课程，在培养人才过程中发挥着重要的作用。本文基于当前的课程现状，按照课程改革的要求研究开发课程实验项目，提出了实验项目开发的主要思路和步骤，并依据课程理论教学内容设计了实验教学内容和具体的实验项目。实验项目包括了客机、货机主要机型的配载与平衡实验，也包括手工填制载重平衡图表，电子配载；不仅包括常规的配载方案，还包括根据优化理论的配载。实验项目的开发不仅加深了学生载重平衡知识的掌握程度，提高了学生工程实践能力，还增强了岗位工作意识，大大提高了教学质量和教学效果。     

火星探测器大气数据测量方法

针对火星探测器进入飞行弹道的高马赫数、化学非平衡效应和低动压等特点，提出了一种基于火星进入大气数据系统/惯性测量单元(MEADS/IMU)耦合的测量方法，实现海拔60 km以下区域的火星大气数据测量。利用自主研发CACFD软件平台的化学非平衡模型/完全气体模型计算获得探测器宽速域飞行流场的表面压力点数据，建立了基于BP神经网络的MEADS算法模型。在高马赫数段(Ma>12)利用IMU测量获得的马赫数作为输入条件，结合MEADS算法测量获得总压、动压、静压、攻角和侧滑角等飞行大气参数，成功克服了马赫数无关性对MEADS系统测量的影响。在低马赫数段(Ma≤12),直接应用MEADS算法测量静压、马赫数、攻角和侧滑角。测试结果表明在MEADS系统测压单元误差≤7 Pa的条件：总压测量误差≤14 Pa(1.5%),攻角测量误差≤0.9°,侧滑角测量误差≤0.9°,动压测量误差≤10 Pa(1.5%),静压测量误差≤7 Pa(3%),马赫数测量误差≤0.1。飞行试验数据得出：MEADS测量与IMU测量马赫数、攻角和侧滑角等结果基本一致。     

基于局部敏感性的平衡场长影响因素分析

平衡场长是民用飞机设计与使用中的重要技术指标之一,其长短对民用飞机的经济性、安全性和通用性均有显著的影响,同时也是确定飞机决策速度的基础,因而,研究平衡场长具有重要意义。介绍平衡场长的概念、计算方法及它与决策速度之间的关系,列举三种敏感性分析理论;以某型民用飞机为例,研究起飞质量、机场高度、风速、温度、跑道坡度等因素对平衡场长的影响,利用上述敏感性分析方法评估不同因素对平衡场长的敏感程度。结果表明:平衡场长和决策速度随着起飞质量、机场高度、顺风风速、温度的增加而增加,随逆风风速的增加而减小;跑道坡度对平衡场长的影响几乎可以忽略;三种敏感性分析方法所得参数的正负相关性一致,五个变量对平衡场长的敏感性排序为:起飞质量风速机场高度温度跑道坡度。     

惯性力平衡式二维燃油泵的设计与研究

提出了一种新型的惯性力平衡式二维燃油泵，该泵将配流机构集成在柱塞与柱塞环上，去除了传统柱塞泵独立的配流机构，简化了燃油泵的结构，并且利用柱塞与柱塞环方向相反的轴向往复运动，在体积不变的前提下增加了泵的排油行程，进一步提高了燃油泵的功率密度。该燃油泵的导轨采用等加等减速曲面，利用平衡导轨组进行与驱动导轨组加速度大小相等、方向相反的往复运动，来平衡在高转速情况下缸体受到的驱动导轨组给予的惯性力，提供了一种燃油泵高速化的可能性。结合泵的原理，分析了内泄漏、外泄漏以及油液的可压缩性对泵容积损失的影响。利用AMESIM建立惯性力平衡式二维燃油泵的仿真模型进行分析，与实验结果进行比对验证。样机试验表明，在负载压力为1 MPa时，转速从1 000 r/min提升到7 000 r/min,容积效率从90.6%提升到97.8%,理论偏差在3%左右；当转速为2 000 r/min时，负载压力从1 MPa提高到6 MPa,容积效率从94.6%降低到87.5%,理论偏差在5%左右，说明了理论分析的正确性。     

基于平衡计分卡的航天器工程管理效能评估

近20多年来，中国航天在多个技术领域取得了持续的进步和巨大成就，但与美国、俄罗斯等航天强国相比，技术和管理层面都存在一定差距。为提升我国航天领域的国际竞争力，加快建设我国航天空间和技术安全，航天工程管理效能作为决策与管理的重要依据，亟待进行评估与优化。在界定航天工程管理内涵的基础上，基于平衡计分卡（Balanced scorecard,BSC）方法，通过设计一套管理评估模型和管理评估方法以开展航天工程管理效能评估。其中模型从价值、顾客、运营管理、成长发展4个维度构建出评估指标框架，并细化到各级指标的可考核内容，通过打分法、权重法相结合的方法开展管理评估。同时，对BSC在实际应用中可能存在的问题和关切点进行了分析，并结合具体案例提出了航天工程管理层面的评估设想，指出了选用指标和评估权重建议。本文致力于对航天体系管理效能的实际评估提供参考借鉴，帮助促进航天领域高质量、高效率、高效益的发展。     

用于预测轴流压气机内角区分离的RANS和SBES方法评估

为了提高压气机内角区分离的RANS建模精度，基于剪应力输运模型（SST模型），本文评估了湍流非平衡和各向异性修正对压气机角区分离预测的影响。结果表明，角区分离区上游端壁二次流以及角区分离流均呈现出很强的湍流非平衡和各向异性行为，结合非平衡和各向异性修正而提出的NSST-Helicity-QCR模型能够在各类工况下给出最为准确的角区分离预测结果。为了进一步验证提出的NSST-Helicity-QCR模型能够合理捕捉压气机端区流动物理，基于一种新型混合RANS-LES方法——应力融合涡模拟（SBES）构建的高保真时间精确湍流数据库，本文对NSST-Helicity-QCR模型进行评估反馈。结果表明，NSST-Helicity-QCR模型合理捕捉了端壁二次流以及角区分离流的湍流非平衡行为，但仍低估了角区分离区内的湍流各向异性行为。     

叶轮机转静干涉计算建模方法比较

通过对尾迹-叶片干涉和激波-叶片干涉这两类典型转静干涉流动的模拟,对3种基于傅里叶分析的时域非定常计算建模方法,即形修正相延迟法、空间-时间梯度法和谐波平衡法进行对比分析；详细考察它们的区别与联系,不同方法的计算准确度和计算速度.计算表明:3种建模方法都可以很好地捕捉到非定常流动细节；与传统的时间推进法相比,计算速度提高了几倍到几十倍,可用于工程设计之中.      

基于CFD和神经网络的2级刷式密封结构泄漏和级间不平衡性分析

为了提高航空发动机刷式密封结构仿真的时效性与适用性，通过CFD计算获得了20个2级刷式密封结构的泄漏量和级 间压比训练样本，对设计的神经网络进行训练和数据泛化预测，获得50组上下游刷丝排数和保护间隙组合下的泄漏率、级间不平衡性数据，并讨论了三者的影响及刷丝排数和保护间隙之间的耦合作用。结果表明：7次即可完成神经网络的训练。通过预测数据发现，仅下游参数变化时，随着刷丝排数的增加，保护间隙对级间压比的影响减小，随着保护间隙的减小，刷丝排数对泄漏率的影响也减小；而仅上游参数变化时，参数对级间压比的耦合性不明显。通过泛化数据进行参数优选，泄漏率可达30.688 N?m3/h，基本消除级间不平衡，且密封性能较好。所建立的神经网络适用于预测具有明显耦合性的2级刷式密封结构流动特性。