伺服动力电源技术发展概述

近年来，机电伺服系统在航空、航天领域得到了广泛应用，逐渐形成了新的推力矢量控制和舵面控制实现方式，并推动了伺服动力电源的多样性发展。研究了国外运载火箭、导弹及飞机伺服动力电源技术的发展现状，梳理了各类场景中伺服动力电源的应用特点及未来需求，对比了常见的热电池、锌银电池、锂离子电池及涡轮发电等各类伺服动力电源的技术特点，并提出了高电压、高比功率、高比容量（新型电池，涡轮发电）、一体化/智能化/高可靠等伺服动力电源技术的未来发展方向。     

蓄热式太阳能热光伏-热推进双模系统换热特性数值模拟研究

本文通过三维数值模拟研究蓄热式太阳能热光伏-热推进双模系统的蓄/释热特性和推进性能。在蓄热式太阳能热推进系统工程模型的基础上，通过射线光学的光路分析验证了聚光器设计的合理性，并获得吸热腔壁面能量分布情况，进一步研究了相变蓄热过程的影响因素。基于场协同原理对热光伏再生冷却结构进行了优化设计，使热光伏具有较好的散热特性，提高发电功率；通过整机流动换热仿真，分析了工质流体在推进器内部的换热情况，计算结果表明，蓄热式热推进器具有达到734s比冲和0.9N推力的推进性能，以及能够满足日蚀区微小卫星的供电和推力需求。     

高速进气道抛罩过程内流场演化特性研究

为探究进气道整流罩打开过程中内流场的演化规律,针对下颌式进气道及其配套整流罩,基于重叠网格法求解N-S方程,详细分析了抛罩过程中内流场演化过程与特征流场结构。研究表明,堵罩时,整流罩前端发展出V形激波,整流罩尾部形成后向台阶且产生一对涡矢量方向相反的流向涡,开罩过程中,整流罩前端的V形激波与尾部的后向台阶均会对内流场流动产生影响,捕获流量在中间某时刻达到峰值且大于稳定状态。对于开罩过程流动准定常且内流道无大分离区的流场,进气道在V形激波打在唇口时完成起动且整流罩在此后不影响内流场流动。假设的匀加速转动与重构出的真实转动吻合较好,对于更精确的运动过程模拟可采用三次函数的角速度变化律。     

飞机电静液作动器滑模 PID控制器设计

在多电飞机应用环境中，由于电静液作动器（Electro Hydrostatic Actuator，以下简称EHA）系统本身的强非线性与承载交变动载荷的不确定性，简单PID控制无法达到理想控制效果。提出了滑模 PID复合控制，电机电流环和转速环构成控制系统内环，以PI控制器实现电机调速；作动筒位置环为外环，以滑模控制提升系统的快速性和鲁棒性。建立了EHA数学模型，并设计了滑模控制器结构。仿真结果表明，滑模 PID复合控制方法能有效地消除超调和减小跟随误差，实现对EHA位置的精确控制。     

航天器视场遮挡分析方法研究

敏感器视场遮挡分析是航天器构型布局设计的重要组成部分，针对大型在轨变构型航天器敏感器视场遮挡分析工作量大、出错率高、遮挡率无法量化等特点，本文提出一种基于敏感器第一视角的视场遮挡快速分析方法。该方法通过设置第一视角图像蒙版及图像映射，模拟方锥形、圆锥形、球形等各类敏感器视场，通过逐个像素比对，计算视场遮挡率和遮挡方位。使用此方法建立了空间站敏感器视场遮挡分析系统，结果表明新方法能够显著提高视场遮挡分析效率和准确率，并且为机构类部件运动过程对敏感器视场遮挡的分析提供了有效工具。     

复合材料构件热压罐成型模具温度均匀性分析

热压罐固化中成型模具的温度分布对复合材料固化质量有显著影响,提高与构件直接接触的模具型面温度均匀性有利于改善内部温度梯度,减小固化变形,提高成型精度。本文以复合材料构件热压罐框架式成型模具为对象,应用有限元方法,分析模具温度的分布,研究模具支撑结构对型板表面温度均匀性的影响。研究表明,支撑板厚度越薄,温度均匀性越好,与进气风口平行方向的支撑板对温度均匀性的影响更为显著,因此可优先考虑增加与进气风口垂直方向支撑板厚度来增加模具刚度。在保持面积不变的前提下,改变散热孔的形状,发现菱形与圆形散热孔具有较强的抗变形能力,而方形散热孔使得型板表面温度分布更加均匀。通过控制散热孔的布局改变风道时,发现T型风道对于改善温度均匀性的效果最佳。     

跨介质航行器波浪环境入水流场演变和运动特性研究

跨介质航行器是一种既可以在空中飞行又可以在水下潜航的新概念航行器,基于仿生学原理,提出一种通过改变外形实现水空介质跨越的航行器模型,通过入水试验装置和计算流体动力学方法,对航行器带攻角从空气到水的介质跨越过程进行了试验和数值仿真研究,得到了跨介质入水过程航行器的运动姿态和入水空泡形态,并通过数值仿真得到了航行器的升力、阻力、速度和加速度演化规律。同时基于数值模拟方法对有波浪情况和静水情况下航行器入水过程空泡演变以及运动特性进行对比。结果表明:提出的航行器构型在水中具有较好的姿态调整能力,波浪的有无和波高的不同都会对航行体入水运动特性造成影响。     

某型双座电动飞机设计与试验

沈阳航空航天大学一直致力于新能源电动飞机的研制，某型双座轻型电动飞机于2012年6月立项研制，该型电动飞机采用一台40 kW稀土永磁同步直流电机作为动力装置，全复合材料机体和板簧起落架结构。巡航升阻比24.1，起飞总重500 kg，最大飞行速度160 km/h，巡航速度110 km/h。该型电动飞机具有零排放、低噪声、运行成本低、使用维护方便等特点。参照中国民航CCAR-21部和美国ASTM标准，完成了电动飞机型号设计批准书TDA和生产许可PC取证。     

Effects of wing flexibility on aerodynamic performance of an aircraft model

The low-speed wind tunnel experiment is carried out on a simplified aircraft model to explore the influence of wing flexibility on the aircraft aerodynamic performance. The investigation involves the measurements of force, membrane deformation and velocity field at Reynolds number of 5.4 × 10⁴–1.1 × 10⁵. In the lift curves, two peaks are observed. The first peak, corresponding to the stall, is sensitive to the wing flexibility much more than the second peak, which nearly keeps constant. For the optimal case, in comparison with the rigid wing model, the delayed stall of nearly 5° is achieved, and the relative lift increment is about 90%. It is revealed that the lift enhanced region corresponds to the larger deformation and stronger vibration, which leads to stronger flow mixing near the flexible wing surface. Thereby, the leading-edge separation is suppressed, and the aerodynamic performance is improved significantly. Furthermore, the effects of sweep angle and Reynolds number on the aerodynamic characteristics of flexible wing are also presented.     

Aerodynamic design of tractor propeller for high-performance distributed electric propulsion aircraft

Aiming to maximize the aerodynamic performance of the Distributed Electric Propulsion (DEP) aircraft, a hybrid design framework which focuses on the aerodynamic performance of the propeller/wing integration has been developed and validated numerically. Variable-fidelity modelling for propeller aerodynamics has been used to achieve computational efficiency with reasonable accuracy. By optimizing the aerodynamic loading distributions on the tractor propeller disk, the induced slipstream is redistributed into a form that is beneficial for the wing downstream, based on which the propeller blade geometry is generated through a rapid inversed design procedure. As compared with the Minimum Induced Loss (MIL) propeller at a specified thrust level, significant improvements of both the lift-to-drag ratio of the wing and the propeller/wing integrated aerodynamic efficiency is achieved, which shows great promise to deliver aerodynamic benefits for the wing within the propeller slipstream without any additional devices.