轴对称内锥流动中马赫盘的形成与演化

针对轴对称内收缩直锥流场中的马赫反射问题，采用无黏数值模拟结合理论分析，在来流马赫数6及直锥入口半径R恒定的条件下，以模型壁面前缘角度θ_w和壁面长度w/R为几何参数，研究了内锥形激波汇聚增强过程以及马赫盘下游流动对马赫盘位置的影响。结果表明，壁面前缘角度θw通过改变轴对称内锥形入射激波汇聚增强过程中达到von Neumann强度的位置，限定了马赫盘可能存在的位置范围；马赫盘位置还受其下游流动的影响，在不同的θ_w和w/R条件下，马赫盘下游流管内声速喉道的形成机制可以划分为依赖或不依赖壁面尾缘膨胀波两种类型；对于不依赖于壁面尾缘膨胀波的情况，声速喉道形成之前流管内的压力仅与反射激波的波后非均匀压力相匹配，马赫盘的位置不随w/R而变化；对于依赖于壁面尾缘膨胀波的情况，声速喉道形成之前流管还需要匹配壁面尾缘膨胀波引起的压力变化；根据反射激波下游与马赫盘下游流管的压力匹配关系，可以求解马赫盘位置。     

带翼展飞行器质量质心测量系统设计与误差分析

为解决传统的基于三点法的质心测量系统无法应用于带翼展飞行器的问题，提出了一种基于三点方式的任意旋转角质心测量法。为了提高系统测量精度，采用响应面法分析多种随机误差对系统测量精度的综合影响。首先，构建了带翼展飞行器的质量质心测量系统，然后利用随机误差传递公式得到各个随机误差与系统测量精度之间的关系式，并使用响应面法和拉丁超立方抽样法得到多种随机误差与系统测量精度之间的二次项关系式模型，进而依据二次项关系式模型和系统精度指标得到各元器件的精度要求，并分析了满足系统测量误差的旋转角度范围。最后对200 kg、400 kg、800 kg三种质量级别的待测带翼展飞行器在不同旋转角度下进行了多次测量，并将响应面计算结果与理论值进行了对比。对比结果表明，质心测量精度满足系统精度要求，从而验证了任意旋转角度下该测量方法的有效性，以及随机误差与系统测量精度之间的二次项关系式模型的正确性。     

基于材料时变参量的挖补修理胶层内剪应力研究

以AS4/3501-6材料的挖补修理为研究背景，基于材料热、力学参数的时变特性，分别为补片和胶层建立了热-力-化学多物理场耦合的有限元模型，研究了不同挖补角度和胶层厚度对胶层残余剪应力的影响，探索了不同挖补修理设计方案下的修理过程中胶层残余剪应力分布。结果表明：挖补角度、胶层厚度的增大均会加剧胶层残余剪应力集中；减小挖补角度，可有效降低胶层残余剪应力及沿胶层径向平均剪应力梯度；3°挖补角度下胶层径向中点残余剪应力比15°下降低17%，径向平均剪应力梯度降低92%；减小胶层厚度，胶层残余剪应力减小但平均剪应力梯度增大，0.3 mm胶层厚度下胶层径向中点残余剪应力比1.5 mm下降低15%，径向平均剪应力梯度升高30%。经验证三维有限元模型及计算方法正确，为改进修理工艺、提高修复质量提供了依据。     

基于ISPSO的半透明介质中多种辐射特性参数反演（英文）

半透明介质广泛存在于工业和化工设备中，其热辐射特性在研究介质传热过程中起着重要作用。本文提出了一种改进的随机粒子群优化（Stochastic particle swarm optimization, ISPSO）算法，从角度光散射测量信号中反演半透明介质的热辐射特性参数，即吸收系数、散射系数和不对称系数。研究结果表明，与随机粒子群算法（Stochastic particle swarm optimization, SPSO）相比，ISPSO算法避免了局部最优和收敛精度低的现象，即使在5%的随机测量误差下也能获得合理的检索结果。当只需要研究两个参数时，反结果的鲁棒性是令人满意的。当反演的参数较多时，反演精度会降低。此外，在5%随机测量误差下，同时反演多个辐射特性参数时，即吸收系数、散射系数和不对称因子，本文提供的方法仍能得到满意的结果。结果表明，本文提供的反演方法是一种有效可靠的方法，可以同时估计半透明介质中的多个辐射特性参数。     

大开孔结构变角度纤维铺层优化设计研究

变角度纤维铺层能有效地增强结构刚度、减小应力集中，在很多领域得到广泛应用。本文对比了分区域设计直纤维铺层和变角度纤维铺层零件结构的优缺点，基于Patran的PCL语言开发出了纤维轨迹主应力法优化程序，以某飞机襟副翼复合材料层压板树脂传递模塑成形（RTM）支臂为例进行了纤维轨迹优化设计，分析了不同变角度纤维铺层数目和迭代次数对设计结果的影响，并和传统的分区域设计直纤维铺层模型进行了对比，得出了变角度纤维铺层能明显改善模型应变和位移的结论，且通过承载能力试验分析对比了分区域设计直纤维铺层和最外两层更换为变角度纤维铺层的RTM支臂的试验结果，得出了变角度纤维铺层能提高结构孔边强度和整体刚度的结论，验证了变角度纤维铺层的可行性及其优点。大开孔结构变角度纤维铺层优化设计对大开孔复合材料结构设计具有重要意义。     

马赫数0至8范围RBCC发动机特性

为获得飞行马赫数Ma0=0～8 RBCC发动机特性及结构调节规律，基于试验数据，建立了采用控制体法，考虑热完全气体效应、化学平衡流动效应、黏性损失及热损失等影响的发动机特性分析模型，并通过发动机自由射流试验获得的推力、比冲数据对所建立的发动机特性分析模型进行确认。完成二元中心火箭布局变结构模型RBCC发动机火箭引射模态、火箭冲压模态及冲压模态特性仿真，定量获得了飞行动压、马赫数、攻角、当量比、火箭流量等因素变化对发动机性能影响；并针对给定模拟飞行弹道，完成Ma0=0～8 RBCC发动机特性计算，给出了进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比随飞行马赫数及工作模态变化规律。研究表明：1）火箭引射模态，马赫数每增加1，推力、比冲增加约18.2%，火箭推力增益增加约15%;2）火箭冲压模态，火箭流量越大，火箭推力增益越小，且获得正的火箭推力增益范围越窄；3)Ma0=2模态转换点，发动机性能及结构参数均存在间断，确保推力及结构参数的连续调节、匹配应是模态转换规律制定的关注点；4）模拟弹道下，进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比在Ma0=0～8范围内分别变化6...     

变推力液体火箭发动机推力调节技术研究综述及发展趋势

系统梳理了国内外变推力液体火箭发动机调节控制技术的研究历程及研究现状，并结合我国航天动力研究基础，指出通过在主系统或副系统管路上设置液体或燃气流量调节装置、通过可调结构的针栓式喷注器同步对流量与压力进行匹配调节仍然是实现大范围变推力调节的两种主要手段；分析了变推力液体火箭发动机推力调节的关键技术及其解决途径，预测了未来一段时期内变推力液体火箭发动机及其调节技术发展趋势，提出了若干适合我国国情的研究建议，为我国低成本、可重复使用天地往返运输技术的发展和有关研究者开展研究工作提供一定的参考。     

基于动态寻优调节的卷积码堆栈-桶算法

大约束长度卷积码具有抗干扰性强，难以破译等优点，被应用于卫星通信等领域。但低信噪比环境下，存在空间利用率低和译码复杂度高的缺点。针对此问题，提出一种基于动态寻优调节的卷积码堆栈-桶（DORSB）算法。所提算法采用新参数深度因子辅助路径存取，能够增大接近码树终点的路径优势，降低译码复杂度；并在堆栈溢出时，对桶的尺寸进行调节，对桶空间进行复用的同时降低误帧率，可有效提升空间利用率。仿真结果表明：在深度因子增量适当且误帧率为10-5的情况下，相比于标准堆栈-桶算法，所提算法误帧性能提高了约0.6 dB，并且时间复杂度最多能改善72.63%。     

中弧线角度分布对跨音叶栅特性影响研究

中弧线角度分布形式对压气机叶片表面等熵马赫数分布具有重要的影响。为了对比不同压气机叶型的流动特征，采用数值模拟和平面叶栅试验相结合，对两种中弧线角度分布形式的跨音叶型在不同来流工况下的气动特性展开了详细研究。结果表明：在设计点，前加载配合均匀加载的中弧线角度分布叶型能够消除叶片吸力面的局部超音区，与前加载的中弧线角度分布叶型相比，叶片表面等熵马赫数分布更加饱满。其次，前加载配合均匀加载叶型能够推迟叶片吸力面的涡层失稳，减弱了吸力面分离涡与端壁分离涡的耦合作用，进而改善了端区的流动状况，截面平均总压损失系数降低了8.2%。最后，对非设计工况下两种中弧线角度分布的气动特性进行了分析，随着来流马赫数的降低，两种中弧线角度分布叶型的损失差异逐渐减小，均具有较优的气动性能。来流速度对叶片表面等熵马赫数、损失分布和分离面形状特征影响较小，仅影响叶片表面等熵马赫数和损失数值大小。     

大流量高压气体减压器技术研究进展及应用

大流量高压气体减压器是大型连续式高超声速试验系统的核心设备，其气体减压供应能力、工作稳定性和可靠性等对高超声速试验系统的试验能力有重大影响。本文对气体减压器的减压原理、技术方案、评价指标和技术难点进行了梳理，介绍了国防科技大学在大流量高压气体减压器技术方面的研究进展，展望了大流量高压气体减压器技术在高超声速试验领域未来的发展趋势。