冲压发动机进气道流场数值模拟

采用有限体积法对积分形式的Navier-Stokes方程组进行空间离散，所获得的常微分方程用多步Runge-Kutta方法求解。数值模拟了某导弹冲压发动机进气道的三维流场，给出了不同反压条件下该进气道的内外流场结构和表面压强分布，并分析了进气道内激波与附面层的相互作用现象。     

基于VC+SCM+FPGA的航空直流设备综合检测仪研制

飞机在电气控制系统中大量采用电磁阀、电动机构、控制活门等直流控制设备,分别用于操纵、燃油、环空等系统中.这些设备的工作电压、起动电压、门限电压以及各状态下的电压电流值等性能参数在其安全范围内能保证飞机安全飞行,但性能指标一旦超出全范围,如果不能被及时检测并更换直流设备,将会干扰和危害飞机的通信导航系统,降低设备的带负载能力,严重时会导致飞机失灵,从而酿成不可挽回的重大飞行事故.     

人工智能在卫星任务规划中的应用

智能规划与调度是实现卫星自主规划其飞行任务的关键。将人工智能方法应用于卫星的任务规划,以执行对地观测任务为例,将任务规划问题归于组合优化问题,建立了相应的数学模型,并应用Hopfield神经网络算法进行求解,结果表明,该方法可用于单个仪器的任务规划。     

典型及衍生激波针构型的减阻降热流动特性

为探索激波针对超声速钝头飞行器进行减阻降热时的更优衍生构型,采用数值模拟方法对3种典型单扰流物构型、6种双扰流物构型、两类多扰流物构型和钝锥型激波针的流动特性进行了研究,认为加装激波针后的几何本质相当于“镂空式”的锥型钝头体。模拟结果显示：激波针头部扰流物相对直径较大时,减阻率随激波针相对长度的变化曲线没有明显的峰值点,而是存在一个变动幅度很小的峰值段,且相对直径在0.3～0.4左右时减阻效果最佳;典型激波针的最大减阻率约为50%,采用双扰流物构型时略有提升;中部增加多个扰流物时减阻率随扰流物数量增多而增大,最大减阻率超过60%,但气动加热问题较严重。相比而言,钝锥型激波针减阻降温的综合性能最好,最大减阻率可达60%左右,降温率约为7%。     

一组新的四元数轨道要素建模方法

针对传统以欧拉角为参数的轨道要素的奇异性、不确定性以及计算效率低等问题,提出了一种新的四元数轨道要素。建立了新轨道要素与经典轨道要素,以及新轨道要素与惯性系下位置、速度的相互转换关系,推导了基于新轨道要素的高斯摄动方程。以J₂项摄动下的轨道推演为例进行仿真验证,结果表明新轨道要素不仅在圆轨道与赤道平面轨道处不存在奇异性和不确定性,而且由于新轨道要素不涉及三角函数运算,新高斯摄动方程积分效率和计算精度明显提高。     

准确定位差异化用户的ESI航空航天钣金仿真集成平台

在产品同质化竞争愈加严重的今天,品牌和市场定位显得极为重要。ESI航空航天钣金仿真集成平台(Aero Metal Forming SimulationPlatform)就是ESI中国团队准确分析国内外航空航天钣金行业需求前瞻性地领先于其他竞争对手而推出的战略性产品。众所周知,催生和推动钣金有限元分析软件迅速发展的是汽车行业。从20世纪60、70年代有限元方法诞生起,各大汽车厂商基本主导了钣金有限元软件的发展。与此同时,     

气体介质中液滴破碎的LES/VOF数值模拟

为进一步揭示气体介质中液滴破碎的机理与影响因素,采用LES与VOF相结合的方法对液滴破碎过程进行了数值模拟,计算结果与实验结果符合较好,并且优于前人RANS模拟的计算结果。在此基础上,对多工况液滴破碎进行了LES/VOF模拟,分析计算结果发现,液滴破碎初期,液滴的尾涡效应影响液滴的初始变形位置,在变形过程中,液滴表面压力分布直接影响液滴的破碎状态;另外,在一定初始速度范围内,液滴破碎过程保持一致,但初始速度对液滴变形破碎时间及强度影响明显。     

关于非开普勒轨道的讨论

讨论了非开普勒轨道问题的形成、提出及其应用。首先引述了开普勒三大定律,说明了其作为天文观测结果的创造性概括能够描述行星的运动学原理;然后提出了非开普勒轨道问题,它是人造卫星可控性的必然结果。叙述了典型的非开普勒轨道问题,包括航天器在单心引力场中的运动（即二体问题）和多心引力场中的运动（即多体问题）,作为特例研究了螺旋变轨爬升轨道和悬挂轨道。最后提出了非开普勒轨道的应用,包括动能拦截问题,多星编队、组网与重构问题,系统整体组合优化机动问题等。     

面向飞行器多学科设计优化的主模型技术

针对飞行器多学科设计优化对系统级建模的要求,提出了一种融合各学科模型的主模型建模技术.采用结构-行为-功能三组元描述了多学科设计的概念模型,并指出MDO建模所要解决的耦合问题.在此基础上,定义了多学科主模型.结合MDO的理论模型,建立了由系统结构模型、系统功能模型、学科结构视图和学科功能视图组成的主模型,采用三个转换模块在主模型内部解决多学科耦合问题.描述了基于CAD软件构建主模型的方法和步骤,并综合主模型、CAD、CAE、多学科优化、软件集成等技术,建立了多学科设计系统的构架.以高超声速飞行器为例,在CATIA环境中建立了包括:气动、发动机、弹道、结构、隐身、气动热/热保护系统等六个学科的主模型,初步验证了主模型技术在MDO问题中应用的可行性.     

某型飞机机翼防冰系统计算分析

主要针对某型飞机机翼的热气防冰系统计算分析,得到水滴直径变化对撞击极限的影响,飞行马赫数变化对机翼表面换热系数的影响,分析了不同飞行高度湿表面和干表面的温度分布.结果表明水滴撞击区随着水滴直径增加而增大;机翼表面的换热系数随飞行马赫数的增加而增加;在相同计算条件下,干表面温度比湿表面温度要高.对多个典型截面以及其在不同飞行状态的计算结果表明,在给定的计算条件下,4km及7km时防冰系统工作都是有效的,7km时表面部分位置湿表面温度低于0℃.