乘波体与二元高超声速进气道一体化设计研究

基于二元混压式高超声速进气道和密切锥乘波体,设计了一腹部并列进气的高超声速乘波前体/进气道一体化前体模型,并数值模拟研究了该模型在不同飞行马赫数和攻角下的气动特性。计算结果表明:设计的一体化前体模型很好地结合了二元高超声速进气道和乘波体流场结构特点,乘波前体结构可为进气道提供均匀的进口流场,且进气道性能基本保持不变;一体化前体模型在低于设计点马赫数和正攻角飞行状态下仍具有良好的飞行性能,但在负攻角飞行姿态时,随着攻角角度的增大一体化前体模型的升阻特性和进气特性均快速恶化。     

NASA的先进地面站结构

本文描述了用于NASA地面网(GN)的一种新型地面站结构。试结构充分利用正在出现的各种新技术，显著地减小了体积、操作复杂性、操作和维护费用。此结构以空间通信先进系统计划办公室负责研制的新接收机为基础，可以在同一电子系统中综合进地面网和天基网的两种工作模式。通过软件以及电耦合器件（CCD）技术，使其具有极强的重组配能力，具备多种工作模式。而且，功能高度模块化，可根据任务任意选用，最终的系统包括先进的射频、数字和远控技术，能为大量NASA的通信和跟踪任务带来巨大的性能改善和操作及成本的降低。     

我国运输机风洞试验实用技术研究

本文通过运输机气动设计要求来说明目前国内运输机风洞实验所存在的一些实验技术问题，例如半模实验技术，运输机的支架干扰与修正，对流场品质要求，发动机与机体干扰，对运输机模型的要求等，并通过分析国外研究的经验提出了一些具体解决办法，供运输机实验研究人员参考。     

高超声速进气道曲面压缩技术综述

高超声速曲面压缩系统能够同时利用弯曲激波和等熵波压缩来流,具有良好的综合性能,本文简要回顾了相关研究取得的成果,分析了这种新型压缩方式的流动特征,总结了基于曲面压缩概念提出的多种流场设计方法,重点介绍了其中根据出口截面或壁面上气动参数实现的流场反设计以及在高超声速进气道设计中的应用研究,同时指出了三维流场的反设计、粘性条件下的反设计等有待深入研究的问题。     

三维超声速压力反问题的特征线求解技术

为了进一步探索三维超声速气动反问题的求解方法,基于双特征线理论及Butler解法,研究了三维超声速流线压力反问题的适定性。为了确保解的唯一性,提出在限定壁面膨胀/压缩方向时存在壁面压力与三维坐标的一一映射关系。基于该映射关系,提出了三维压力反问题的双特征线求解技术(iMOC-3D求解器)。采用Prandtl-Meyer膨胀波、Busemann进气道的理论解,对iMOC-3D求解方法的膨胀、压缩过程进行了精度评估,误差均为1×10~(-4)量级。为了进一步验证设计方法的可靠性和易控性,设计了进口为矩形和三角形的超声速喷管;通过设计壁面压力分布,完成了均匀膨胀的轴对称喷管设计,并将设计结果与数值模拟进行对比验证。研究表明:预设三维流线下游未知点的压力值,存在多个流动方向满足该压力条件,即该问题的解不唯一,因此三维超声速流线压力反问题是非适定的。对比验证表明:所设计的流场与CFD计算得到的等值线符合得较好,流场参数的最大误差为1%。因此,所提出的双特征线解法具有一定的可靠性,有望为三维超声速流道设计提供新思路。     

不均布行星齿轮传动装置设计的几个问题

推导了不均布行星传动的装配条件；提出了不均布所带来的各行星轮合力及工作过程中的动不平衡离心力的计算公式；推荐了使其合力为零或减至最小的方法；得出了行星轮不均布的行星传动装置的使用条件和设计时应注意的几个问题。     

高速掠型风扇气动设计原理初步探讨

本文通过分析跨音速掠型转子内S_2流场分布及掠型转子叶片通道内的三维流场计算结果,初步探讨掠型风扇叶片的设计原理,并分析了超音速后掠机翼和掠型风扇转子叶片在流动机理方面的联系和区别。     

端削技术在跨音速压气机上的应用

介绍了端削技术在一台四级跨音速压气机上的实施和试验概况，基于对压气机端区流动状况的分析。利用端削区流动控制技术，对该压气机第3级和第4级静子叶片进行了端区修型处理。改善了压气机级间及其与下游压气机之间的匹配性能。     

自修复飞控系统的鲁棒控制器设计

采用余度部件分担控制任务的控制策略,应用线性二次型的微分对策理论求得具有稳定和性能鲁棒性的控制器,从而保证控制器对余度执行机构的失效或故障不敏感,实现自动排除故障和优美降级性能。仿真结果表明鲁棒控制器的有效性