地球同步轨道卫星混合推进转移轨道特性分析

以地球同步轨道卫星转移轨道设计为背景，针对全化学推进燃料消耗大和全电推进转移时间长的问题，开展了化学 电混合推进转移轨道优化设计与特性分析。首先，讨论了轨道倾角和近地点幅角变化对混合推进转移轨道的影响。研究表明，在混合推进优化设计中需要将轨道倾角作为优化变量之一。然后，以近地点半径、远地点半径、轨道倾角为优化变量生成搜索网格，得到过渡轨道集。针对每条过渡轨道，构建化学推进转移段和电推进转移段。其中化学推进段采用单圈兰伯特转移解算，电推进段采用混合法优化。最后，以燃料消耗和转移时间为指标，在搜索域内开展解算分析，研究了混合推进轨道在整个搜索域内的变化趋势。该方法可以提供具有不同燃料消耗和转移时间的混合推进转移解集，拓宽了解空间，可供轨道设计人员根据任务约束灵活选用。     

翼身融合布局民机高低速协调设计

翼身融合（BWB）布局作为一种创新的布局形式，成为未来民用飞机发展的热点。与传统布局相比，BWB布局具有综合优势，是以安全性、经济性、舒适性和环保性为发展目标的下一代大型民用飞机的理想布局。针对BWB布局低速飞行性能不易满足"绿色航空"发展目标的技术现状，分析当前BWB布局高低速综合设计中出现的问题和面临的挑战，提出了改善低速性能的应对策略。通过总体参数对高低速性能的影响规律研究，分析了影响高低速协调设计的各种因素，指出翼载是影响高低速协调设计的核心参数。基于项目组长期研究工作，提出了综合考虑高低速性能的BWB布局设计要求，建立了高速向低速适当妥协，综合平衡高低速矛盾的设计思想，给出了由三点技术措施构成的高低速协调设计原则。根据本文提出的高低速协调设计思想和设计原则，采用多学科综合优化和气动综合设计方法，进行了概念方案的高低速协调设计，获得了高低速协调、综合性能优异的概念设计方案。CFD分析和风洞试验验证结果表明，协调设计后的概念方案，在保持优异巡航性能的同时，显著提高了低速性能，降低了对增升能力的需求，减小了高升力状态力矩平衡措施的设计压力，达到了保证巡航效率和提升低速性能的协调设计目标。本文提出的高低速协调设计思想和设计原则为提升BWB布局低速性能提供了新的思路和方法，可应用于翼身融合类民机布局研究，并可为其他用途翼身融合类飞机设计提供参考。     

On the occurrence and strength of multi-frequency multi-GNSS Ionospheric Scintillations in Indian sector during declining phase of solar cycle 24

This study presents unique perspectives of occurrence and strength of low latitude ionospheric scintillations on multiple signals of Global Navigation Satellite System (GNSS) and its frequency dependence using continuous observation records of 780 nights. A robust comparative analysis is performed using scintillation index, S4 and its variation during pre-midnight and post-midnight duration from a GNSS receiver located at Waltair (17.7°N, 83.3°E), India, covering period from July 2014 to August 2016. The results, generally exhibit the impact of declining phase of solar cycle 24 on occurrence and strength of scintillations, which, however, is evidently different over different frequencies transmitted from different GNSS systems. A deeper quantitative analysis uniquely reveals that apart from the solar cycle and seasonal effects, the number of visible satellites of a selected GNSS markedly affect the occurrence and also the strength. Processing scheme of adopting 6 hourly time windows of pre-midnight and post-midnight brought a novel result that the strength and occurrence of strong scintillations decrease with declining solar activity during pre-midnight hours but remarkably increase for moderate and weak scintillations during post-midnight. The physical processes that dominate the post-midnight equatorial ionosphere are invoked to explain such variations that are special during declining solar activity. Finally, inter-GNSS signal analysis in terms of the effect of strong, moderate and weak scintillations is presented with due consideration of number of satellite passes affected and frequency dependence of mean S4. The quantitative results of this study emphasize for the first time effect of low latitude scintillation on GNSS signals in Indian zone under changing background solar and seasonal conditions.     

马赫数3～6宽速域内转进气道优化设计

基于对轴对称基准流场参数化研究选取半径适当小的可变中心体，再对其他设计参数进行灵敏度分析，得到设计参数对基准流场整体性能的影响规律，系数c的影响最为明显，同时各个设计参数之间耦合效应影响也很大。运用样本数据库，构建相应的神经网络近似模型并结合邻域培植多目标遗传算法对轴对称基准流场在马赫数为6时进行三目标优化，优化后的基准流场内收缩比降低了7.7%，总压恢复系数提高了2.3%，并且静压比提高了7.1%。基于此优化结果，进行内转进气道型面设计并对其在马赫数为3～6条件下黏性数值模拟，结果表明:优化后的内转进气道在马赫数为3工作时能够正常起动，在马赫数为4～6工作时，进气道有较高的压缩量，较好的流量捕获能力和总压恢复性能。      

机载燃油密度传感器高低温静态试验技术

为了验证航空机载燃油密度传感器在高温燃油和低温燃油中的燃油密度测量精度，运用阿基米德原理对高低温静态验证试验技术进行了研究。设计和提出了一种新的高精度航空机载燃油密度传感器高低温静态试验装置和方法。研究结果表明：试验装置密度测量系统的测量最大误差为-0.077%，符合试验装置测量精度为受试品测量精度4倍及以上的规定（受试品测量精度为0.4%）。结果通过了C919总体设计单位和美国Parker公司的评审，能可靠地验证航空机载燃油密度传感器在高温燃油和低温燃油中的燃油密度测量精度，为航空机载燃油密度传感器工程应用和装机试飞提供了试验数据支撑。     

超临界压力下航空煤油RP-3在水平细圆管内对流换热特性实验研究

为探究超临界压力下碳氢燃料在水平管内的对流换热规律,文章针对超临界条件下航空煤油RP-3在水平细圆管内的对流换热,分析了热流密度、进口雷诺数及浮升力对对流换热的影响。研究表明:沿流动方向,管内表面传热系数随热流密度的增大先减小后增大;在低进口温度及低进口雷诺数情况下,管内换热均出现先恶化后强化的现象,而随着进口温度和雷诺数的增加,此现象消失;浮升力对换热的影响随热流密度的增加而增加;浮升力对下表面换热的加强使得入口效应的影响在下表面先于上表面结束;受浮升力影响,上下壁最大温差可达50 K;质量流速的增加会抑制浮升力对换热的影响;准则数Grq/Grth可以很好地反映浮升力的变化趋势。以上研究结果可为采用碳氢燃料作冷却介质的各类飞行器主动热防护技术方案提供技术支撑。     

大功率霍尔推力器应用的滤波单元建模分析

放电电流低频振荡的抑制是霍尔推力器应用的主要问题之一，使用RLC滤波单元是抑制霍尔推力器放电电流低频振荡的最常用方法.对于大功率霍尔推力器而言，传统的RLC滤波器存在直流功耗大、发热严重的问题.提出并设计了一种新型耦合电感结构的滤波器，相比于传统的RLC滤波器，耦合电感结构的滤波器通过合理的参数设置存在明显的陷波特性，具有更好地抑制低频振荡的效果.对建立的电路模型进行仿真分析，得到了不同耦合电感参数的选择对低频振荡频率信号的衰减作用以及陷波频率的影响因素.结果表明：耦合电感结构的滤波器可有效降低电感值，从而降低滤波器的功耗和发热量，在理论上具有陷波特性的耦合电感结构滤波器对低频振荡具有较好的抑制特性，可以有效降低放电电流低频振荡对电源系统的干扰，具有显著的工程应用价值.     

Numerical investigation of transitions in flow states and variation in aerodynamic forces for flow around square cylinders arranged inline

This study focuses on the transitions in flow states around two-, three- and four-inline square cylinders under the effect of Reynolds numbers at two different gap spacing values using the lattice Boltzmann method. For this purpose, Reynolds number is varied in the range 1–130 while two different values of spacing taken into account are gap spacing?=?2 and 5. Before going to actual problem, the code is tested for flow around a single square cylinder by comparing the results with experimental and numerical results of other researchers, and good agreement is found. The current numerical computations yield that for both spacing values and all combinations of cylinders there exist three different sates of flow depending on Reynolds numbers: steady state, transitional state and unsteady state. It is found that the range of Reynolds numbers for these flow states is different for both spacing values. At gap spacing?=?2 the range of Reynolds numbers for each flow state decreases by increasing the number of cylinders while at gap spacing?=?5 opposite trend is observed. The results also show that at gap spacing?=?2 the reduction in drag force is greater than the corresponding reduction at gap spacing?=?5. The maximum reduction in drag force is observed at Reynolds numbers?=?1 at both spacing values. Similarly, at both spacing values and all Reynolds numbers, the maximum reduction in drag force is observed for the case of four-inline square cylinders.     

低Re对某小型涡扇发动机性能影响

低雷诺数问题是影响高空长航时无人驾驶飞机的动力装置性能的关键因素之一.定量分析了低雷诺数效应对某小型大涵道比涡扇发动机性能的影响.当雷诺数减小到一定程度后,各部件的性能将发生改变.在发动机整机环境下,增压级和低压涡轮的进口叶弦雷诺数相对更低,受飞行高度和速度的影响也更大.在发动机共同工作条件的作用下,各部件的匹配关系将发生变化,除部件效率的降低以外,部件流通能力的衰减也引起发动机性能的降低.涡轮前温度的限制将使发动机转子转速下降,低雷诺数效应加剧,从而导致发动机性能的进一步降低,推力迅速减小,但发动机涵道比的增加可以减小因部件性能衰退引起的耗油率上升的趋势.     

小型固体火箭发动机低压自毁效果研究

根据导弹自毁装置低爆炸危险性要求,开展了低压自毁效果研究,进行了2发φ60mm发动机自毁模拟试验。试验结果表明,低压状态下非点火发动机可以自毁,低压状态壳体全切开方案自毁效果及前封头切开方案自毁效果均能够满足安全自毁的要求。