基于流固耦合的反推力装置负载特性

反推力装置负载特性是其运动机构及驱动作动器强度设计的基础,其中阻流门所受气动载荷及其应力分布计算是核心。以叶栅式反推力装置为对象，采用重叠网格方法实现阻流门和滑动整流罩的旋转以及平移运动网格划分，在STAR-CCM+软件环境下确定了流固耦合交界面的数据映射与交换关系，由此建立了反推力装置流固耦合数值分析模型。对反推力装置在飞机降落时正常打开和起飞滑跑紧急终止时应急打开两种动态过程进行仿真，结果表明：随阻流门旋转，阻流门所受气动载荷与等效应力快速增加，并在旋转角度为50°附近达到最大，且在应急终止起飞状态下打开反推力装置，阻流门承受的最大气动载荷是正常打开过程的3倍以上。     

反推装置对翼身融合分布式推进系统气动性能影响数值模拟

为了研究新型反推装置对翼身融合分布式推进系统气动性能的影响,将机身简化为二维模型,利用数值模拟的手段来研究攻角、反推开度,以及风扇打开或关闭对飞行参数的影响,为翼身融合分布式推进系统的反推装置设计提供初步的意见和建议。结果显示:反推闭合和风扇打开之后该机型的升力系数和俯仰力矩系数都会有较大增加;随着反推开度的增加,升力系数和俯仰力矩系数也随之增加;来流攻角对翼身融合分布式推进系统的气动性能也有较大影响。      

微小型热层大气风场仪能量分析器设计优化

为满足低轨航天器高精度大气阻力分析及热层-电离层耦合机理研究需求,需要开展基于皮纳卫星的热层大气全球组网探测。文章对一种基于平行平板式静电场能量分析器的热层大气风场仪原理进行分析,指出其可获得热层大气沿着和垂直于卫星轨迹的风速,并利用COMSOL多物理场仿真软件对能量分析器进行优化设计,使得离子的能量分辨率和最大通过率分别较优化前提高1倍和1.5倍。     

非线性弹簧形态优化及可调节恒力装置设计

基于组合结构研究一种可调节恒力装置的设计方法，恒力装置由负刚度非线性弹簧和正刚度线性弹簧组合而成。采用B样条曲线描述非线性弹簧的形态，基于GA算法和非线性有限元法实现非线性弹簧的形态优化设计。根据恒力装置的工作原理，设计线性螺旋弹簧，并分析刚度/强度特性。组合结构的力学性能分析表明恒力装置可以实现输出恒力。为了实现自我保护、输出的恒力大小/方向可调，进行了恒力装置的部组件设计。本文的恒力装置设计方法为平面薄膜天线和太阳电池阵的工程研制提供了技术支撑。     

基于IMU/FADS/无线电的火星上升器组合导航方案

以火星采样返回任务中火星表面上升为背景，研究了基于惯性测量单元（Inertial Measurement Unit, IMU）、嵌入式大气数据传感系统（Flush Air Data Sensing System, FADS）和无线电信标的组合导航方法。首先，在传统的IMU导航框架中加入由无线电测量获得的相对距离、速度信息，以及由FADS获取的动压、温度数据，建立了基于IMU、无线电和FADS的导航观测模型；然后，基于无迹卡尔曼滤波（Unscented Kalman Filter, UKF）技术对测量信息进行了融合，并压制了过程噪声和测量噪声，从而对上升器的状态进行了联合估计；最后，在数值仿真中，将UKF与自适应无迹卡尔曼滤波（Adaptive Unscented Kalman Filter, AUKF）技术进行了对比，在比较不同滤波器性能的同时，验证了组合导航方法的有效性。     

火星大气来流模拟装置CFD仿真与试验

根据我国火星着陆巡视器工作过程,其着陆发动机需要在相对火星大气高速迎风运动中可靠点火。由于巡视器着陆时发动机喷管出口气流与火星稀薄气流方向相反,目前无法通过理论计算准确获得着陆过程的动态流场对发动机起动过程的影响量值。为验证火星着陆环境下发动机点火的适应性,需要建立发动机的火星大气来流试验环境模拟条件。为模拟发动机在火星大气条件下的相对运动,在真空舱内发动机保持固定,前端设置环形来流形成装置,该装置在发动机喷管周围形成一定速度的逆向来流包络。采用数值模拟技术结合试验验证方法,在火星着陆器巡视器主发动机性能考核试验中,针对来流的形成装置开展了设计研究工作。来流模拟试验测试数据表明:在确保贮箱供应压力稳定的条件下,来流模拟系统能够形成100~200 m/s速度的稳定来流,发动机在来流下能稳定启动工作,真空舱压力满足试验要求。     

不同强度磁暴期间热层大气密度响应特征分析

利用CHAMP卫星数据，对2002-2008年12个不同强度磁暴事件期间的热层大气密度变化特征进行分析，并研究对应磁暴期间大气模式NRLMSISE-00分布特征.结果表明，大磁暴期间日侧大气密度峰值从高纬到低纬的时间延迟为2h，中小磁暴期间的延迟时间为3～4h；春秋季暴时大气密度分布基本呈南北对称分布，而夏冬季大气密度的分布是夏半球大于冬半球，春秋季暴时大气密度大于夏冬季；NRLMSISE-00大气模式得到的热层大气密度很好的体现了半球分布以及季节分布的特征，但模式模拟结果偏小；Dst指数峰值比ap指数峰值更能反应大气密度的变化情况.      

先进战斗机过失速机动大气数据融合估计方法

可控的过失速机动是先进战斗机超机动性能的重要标志，飞机飞行包线的扩大已超出传统的大气数据系统测量范围，可靠的迎角、侧滑角、总压、静压等飞行大气数据是制约先进战斗机过失速机动中飞行控制的关键因素。以中国推力矢量验证机为对象，基于过失速机动飞行试验的数据，开展大气参数估计与验证研究。结合过失速机动的时间与空间特性，研究了基于风速、地速、空速矢量和惯性姿态、导航参数的大气参数融合计算方法；针对过失速大迎角状态下飞机周围气流非定常、模型非线性导致的融合大气参数误差的复杂特性，进一步构建深度神经网络，对机动状态融合迎角、侧滑角的强非线性误差进行拟合。仿真和飞行试验表明：该方法可在大迎角飞行状态下实现主要大气参数的融合估计，过失速机动过程中融合迎角误差优于2.3°，融合得到的大气参数可为过失速大迎角机动飞行控制提供可靠的大气参数状态反馈。     

大型水陆两栖飞机增升装置特殊设计综述

为掌握大型水陆两栖飞机增升装置工程设计的基本原理和主要技术,设计出满足较高气动力与水动力性能要求的高效增升装置,围绕两栖飞机增升装置的特殊设计方法开展了系统研究。通过对比分析两栖飞机与常规陆基飞机增升装置的技术特征与设计差异,在综合分析国内外典型两栖飞机增升装置的类型及设计特点的基础上,针对两栖飞机的快速性、喷溅性和抗浪性指标,对增升装置在使用和设计环节中相关影响要素进行了详细阐述。依据两栖飞机的使用环境以及使用要求,探讨了气动力与水动力耦合设计对两栖飞机增升装置的重要性,分析了水面喷溅、近水面效应、机构偏转限制等对增升装置的影响机理和影响规律,剖析了增升装置设计与抗浪指标的内在联系,对增升装置下偏量的选取方法给出建议。结合大量水动力、气动力试验和数值模拟数据,总结提炼出了与工程实际紧密结合的两栖飞机增升装置特殊设计原则。依据本文总结的设计方法完成的增升装置方案,已成功应用于我国正在研制的某大型水陆两栖飞机。通过风洞及水动力试验验证,结果表明该飞机越过阻力峰后未发生主喷溅冲击增升装置的现象,耐波性预报表明该飞机的抗浪能力满足预定的技术要求,从而进一步验证了本文提出的增升装置设计思路和设计方法的可行性,且具有较强的工程应用价值,可为两栖飞机增升装置的设计提供可靠的设计参考。