飞行高度对高超声速钝锥边界层稳定性及转捩的影响

研究了飞行高度对高超声速钝锥边界层稳定性及转捩的影响。通过求解三维可压缩Navier-Stokes方程计算了来流Ma=6,半锥角为7°的钝锥在飞行高度20~40 km条件下的基本流场,利用线性稳定性理论（LST）研究了飞行高度对钝锥边界层流动稳定性的影响,最后采用e N方法进行了转捩预测。研究发现,随着飞行高度的增加,流向不稳定N s值和横流不稳定N cf 值均减小,由横流不稳定性引起的圆锥表面大部分区域转捩逐渐转变为流向扰动引起迎风面转捩横流扰动引起背风面转捩,继而横流扰动消失,流向不稳定波引起迎风面转捩。     

超高速碰撞下Whipple防护结构的数值模拟

结合有关试验结果，本文利用有限元方法对Whipple防护结构在空间碎片高速碰撞下的过程进行了三维数值仿真。计算结果表明：对于Whipple防护结构，选用适当的材料失效准则，计算结果和试验基本接近。因此，在PAM－SHOCK软件的基础上，通过适量的验证试验，利用有限元方法对飞行器的防空间碎片结构进行设计是可行的。     

旋转状态下叶片振动应力的断口反推法

 提出了一种确定航空发动机叶片振动应力的新方法——断口反推法。该方法依据断裂力学的基本原理,从叶片实际断口测得裂纹疲劳扩展速率 da/d N值,并利用材料的裂纹扩展速率 da/d N同裂纹应力强度因子幅值 ΔK之间的关系,确定出叶片在振动应力作用下的振动应力强度因子;然后采用有限元数值计算方法对叶片进行静力分析、模态分析及裂纹应力强度因子计算,最后反推出叶片在旋转状态下振动应力值的大小。该方法根据叶片的实际断口情况计算出叶片在断裂之前的振动应力值,对于叶片的故障分析及故障排除将具有重要的意义。     

飞机装配型架标准件模型化技术

 针对飞机装配型架标准件的结构特点,在分析目前标准件管理技术及其局限性的基础上,提出了飞机装配型架标准件模型化技术。具体内容包括 :( 1 )综述当前常用的标准件管理技术及其特点;( 2 )提出并建立型架标准件的信息模型、结构与形状模型和语义模型;( 3)介绍型架标准件语义模型的解释机制等。与其它标准件管理技术相比,标准件模型化技术的特点是数据模型化、程序通用化以及标准件库扩充与维护方便等。本项技术还可推广应用于典型型架及其元件的管理,以进一步提高型架设计的效率     

带高超进气道的隔离段流动特性

用Ma=5.3的风洞实验和数值模拟研究了高超三维侧压式进气道后的了段流动特性，隔离段的长高比为8。实验结果表明，位于进气道喉道的隔离段入口气流参数沿高度有极大变化，造成隔离段内上下的流态显著不同，研究发现，隔离段进出口最大允许压比与正激波压比基本相同，用Waltrup的经验公式作等直隔离段的初步设计是合适的。     

基于健康监测的飞机结构寿命预测技术

飞机结构健康监测技术在飞机的结构设计、飞行及维护过程中发挥着重要作用,该技术可用于结构健康状况预判、辅助维修与维护决策。本文首先介绍了当前结构健康监测的概念及其适用范围,讨论了结构健康监测相关规范要求,以F-35 和A400M 为例分析了国外飞机结构健康监测技术的典型工程案例,并给出了典型飞机单机跟踪和寿命控制、某老龄飞机载荷谱实测及寿命预测,讨论了基于裂纹的监测方法研究及限制其应用的主要因素。在此基础上,提出了飞机结构健康监测系统设计的主要思路,给出了寿命预计的基本流程,阐述了其中控制点选择、飞参筛选、载荷/应变方程构建、损伤计算及寿命评估、结果输出及方程验证等主要环节。最后,对航空领域未来开展结构健康监测智能化研究进行了展望。     

考虑模态质量耦合的随机振动准静态载荷计算

针对目前模态质量参与法没有考虑模态质量耦合影响而导致模态密集时随机振动准静态载荷计算出现较大误差,从多自由度振动方程出发,利用模态理论和随机谱理论,分析推导出包含模态质量耦合作用的完全模态质量参与法,分析了耦合项的影响规律。此改进的模态质量参与法可用于计算包括密集模态在内的随机振动准静态载荷,并针对模态频率比大于0.95的密集模态给出简化计算公式。以一个算例验证了密集模态的准静态加速度载荷计算。     

吸气式高超声速飞行器爬升段关键任务点的鲁棒优化

针对吸气式高超声速飞行器爬升段飞行任务,考虑飞行器气动/推进特性及参数不确定性问题,采用鲁棒优化思路,结合巡航性能指标,优选了飞行器爬升段的关键任务点。首先,由能量状态法结合发动机工作约束,确定了飞行器的爬升起始任务点;其次,依据飞行器巡航性能分析方法,提出了兼顾气动/推进效率的性能指标,优化得到了高超声速飞行器爬升末端任务点;最后考虑飞行器质心位置的不确定性,采用鲁棒优化方法确定了爬升段末端的飞行任务窗口。仿真结果表明,设计的优选流程快速可行,飞行任务窗口能同时满足飞行器的巡航飞行性能要求及不确定性最坏情况的约束,具有较强的鲁棒性。     

微型固体推进器阵列与磁力矩器联合姿态控制方法

针对传统皮纳卫星姿态控制系统中磁力矩器输出力矩小、姿态控制响应慢等问题,提出一种微型固体推进器阵列与磁力矩器联合姿态控制方法,提高了控制精度,缩短了控制周期,并利用Lyapunov稳定性理论证明了算法的稳定性。首先建立微型固体推进器阵列优化点火模型,然后给出其补偿控制时间设置方法,并推导出大角速度阻尼控制律和辅助速度阻尼控制律,同时设计了基于混合系统模型的姿态捕获联合控制律,最后通过仿真验证了速度阻尼联合控制律和姿态捕获联合控制律的有效性。仿真结果表明,相较于传统的纯磁控方法,联合控制方法能够有效提高控制精度,大幅度缩短控制周期。     

基于盒粒子滤波的低成本皮纳卫星高效姿态确定算法

针对低成本皮纳卫星姿态确定系统在质量、体积、计算量以及能耗等方面的限制问题,本文基于区间分析理论提出了卫星姿态区间化描述方法并建立了运动学区间化方程,提出了基于盒粒子滤波(BPF)的皮纳卫星姿态确定算法。该算法首先采用双矢量算法对太阳敏感器和磁强计得到的量测进行姿态解算,并将解算出的姿态四元数作为伪量测值输入传递给BPF,从而降低敏感器噪声对估计精度的影响。仿真实验表明,相比于传统粒子滤波的姿态确定算法,本文所提出的BPF姿态确定算法能够在保证姿态确定精度的同时大幅缩短算法运行时间。