基于测地线距离的空间非合作目标点云配准

针对局部结构相似及翻滚遮挡下目标动态特性辨识问题,提出一种融合疏密度指标与全局测地线距离的空间非合作目标点云配准方法。首先,引入球面投影法,将不规则的空间目标点云映射到规则的球面流形上。然后,设计基于点云离散程度的疏密度评价指标,将球面点云划分为不同的局部点云子集,在此基础上构建全局测地线距离矩阵以增强点云局部形状信息的感知能力。最后,依据全局测地线距离矩阵推导建立了场景点云与模型点云间配准矩阵,实现空间非合作目标的动态特性辨识。仿真与试验结果表明：提出的算法在目标局部结构相似及点云缺失下的配准精度优于最近迭代点（ICP）算法与基于凸包粗配准的改进ICP算法。     

短舱防冰系统三维内外流耦合计算方法

为提高防冰性能评估效率,更好地支撑发动机短舱防冰系统设计工作,基于松散耦合方法开展了适用于短舱进气道笛形管防冰系统的三维内外流耦合仿真计算方法研究。将三维全尺寸短舱进气道计算模型分割为内、外流计算域,并以防冰腔外表面温度和换热系数作为计算域之间的交互数据,以实现内外流耦合迭代。根据干、湿空气条件下防冰表面流动传热特性,考虑湿空气条件下由过冷水滴撞击产生的质量与能量源项,同时引入短舱进气道周向非对称特性导致的三维溢流效应影响,总结了干、湿空气条件下短舱进气道防冰系统内外流松散耦合迭代策略。计算结果表明：在干空气条件下防冰内外流松散耦合迭代仅需3个轮次即可收敛;在湿空气条件下,受防冰表面溢流影响,内外流耦合迭代4个轮次后趋于收敛。     

转轴偏心对离心压气机喘振边界的影响

采用试验方法研究了转轴偏心对某离心压气机喘振特性的影响,分析了轻度喘振和深度喘振的脉动特征,对比了不同转速、不同转轴偏心方向下离心压气机喘振边界的变化。试验结果表明:由于蜗壳非对称性的影响,离心压气机轻度喘振脉动幅值在周向上存在较大差异,且差异的幅值和相位均随转速的变化而变化;但蜗壳非对称性对深度喘振脉动幅值周向差异性的影响很小。与无偏心情况相比,转轴偏心最大使轻度喘振稳定工作范围相对增加4.24%。不同转轴偏心相位下,轻度喘振边界相对差异可达6.12%。当转轴偏心引起的最小叶尖间隙位于轻度喘振幅值较大的周向位置时,能有效抑制轻度喘振的周向差异性,拓宽轻度喘振边界,反之,轻度喘振稳定工作范围将会减小。蜗壳和转轴偏心的非对称耦合作用对深度喘振边界的影响很小,与无偏心情况相比,不同转轴偏心相位下深度喘振边界的变化均在1%以内。      

跨声速压气机转子几何误差气动敏感性统计

为了研究跨声速压气机转子的气动性能对不同类型几何误差的敏感性,以NASA Rotor 37为研究对象,采用非均匀有理B样条（NURBS）曲面及遗传算法实现三维叶型曲面重构。考虑了26个几何误差模型。采用拉丁超立方结合蒙特卡洛模拟生成了800个样本,通过定常CFD数值计算获得叶型气动特性及流场结构,采用Spearman秩相关及期望值分析不同工况下几何误差与气动性能之间的非线性关系。对不同工况下效率最敏感的几何误差模型进行了流动机理分析。统计分析结果表明:堵塞工况下,叶中前缘轮廓度对效率有最显著的消极影响,叶尖吸力面轮廓度对压比有最显著的消极影响。最高效率工况下,叶中吸力面轮廓度对效率和压比都有着最显著的消极影响。近失速工况下,叶尖前缘轮廓度对效率有最显著的消极影响,而叶中尾缘轮廓度对压比有着最显著的积极影响。      

三维航空发动机燃烧室非灰气体辐射换热数值模拟

基于自主研发的辐射计算程序应用离散坐标法和统计窄谱带吸收系数关联模型准确高效地实现了复杂几何外形内非灰气体辐射换热的数值模拟。首先,在完成了结构网格和非结构曲面网格标模验证的基础上,探究了不同角度离散格式、空间差分格式、高斯积分点类型及数目对辐射换热的影响。结果显示24个空间离散方向的角度离散格式计算精度较低,推荐使用32个离散方向的角度离散格式。不同空间差分格式和高斯积分点类型对计算结果的影响较小。接着,选取精度效率结合最优的数值方法组合,以燃烧流场数据作为输入,计算并讨论了某型航空发动机燃烧室在不同压强和壁面温度下的气体辐射换热情况。结果显示中心火焰处负辐射源项的极大值超过6000 kW/m3,而低温壁面附近气体温度较高的区域辐射源项的最大值接近17000 kW/m3,壁面上辐射热流密度的最大值接近88 kW/m2。随着压强增大,辐射源项和壁面热流密度逐渐增大但变化速率逐渐放缓,该变化速率受参与性介质浓度的影响较大。      

软管连接约束下的加油机/无人机编队跟踪控制

在自主空中加油任务中,针对受油无人机（UAV）与加油机对接后形成的软管约束下的编队跟踪控制问题,提出一种基于领航-跟随的加油编队跟踪控制方法。首先,建立软管约束下加油编队运动学/动力学模型。然后设计非奇异终端滑模编队快速收敛控制器,以满足软管约束下加油编队的快速收敛需求;再考虑复杂气流和软管未知扰动,结合扩张状态观测器和PI型动态逆控制,设计无人机轨迹跟踪控制器,并基于Lyapunov稳定性分析证明闭环系统可实现有限时间的快速稳定。最后,通过数值仿真来验证所设计加油编队控制方法的有效性。     

基于QPSO的非壅塞固体冲压发动机一体化优化

为了对非壅塞固体冲压发动机性能进行充分优化,建立了相应的内外弹道一体化优化设计数学模型。首先构造了新的非壅塞固体冲压发动机性能预示框架。而后在此基础上,采用量子粒子群优化方法（quantum particle swarm optimization, QPSO）,以巡航段和无动力下降段的总射程为优化目标,在满足推力约束的前提下,对冲压发动机的喷管喉径、进气道入口和喉部面积以及飞行攻角进行一体化优化。仿真结果表明:采用QPSO方法优化后的弹道射程较仅优化飞行攻角的方案提升18.65%,证明了一体化优化的有效性,为非壅塞固体冲压发动机的设计提供了理论基础。      

槽缝射流对高负荷涡轮非轴对称端壁冷却性能的影响研究

基于端壁静压分布造型方法,本文针对带有槽缝射流的高负荷涡轮,分别研究了全局及局部造型下端壁冷却性能的变化规律,揭示了不同入射角及槽缝结构对非轴对称造型端壁冷却性能的影响机理。研究表明：非轴对称端壁造型可以显著改变静叶端区气冷特性。造型端壁可通过抑制二次流强度,降低叶栅总压损失系数达0.364%;相比常规端壁,造型端壁冷气有效覆盖面积最大增大13.57%,但横向平均气膜有效度降低;造型端壁可以改善大倾角槽缝射流的冷却效果;使用相切圆弧的槽缝入射段结构后,造型端壁较平端壁有效冷却面积增大了11.51%。     

高速可压反应流的二维简化离散玻尔兹曼模型

如何有效模拟高速反应流现象是当前航空航天、能源与动力工程等领域的难点和热点。为此,本文提出了适用于超声速可压缩反应流的简化离散玻尔兹曼模型（DBM）。该模型基于动理学方法,使用形式统一的离散玻尔兹曼方程描述化学反应流的演化过程。在方程右侧,通过化学反应项将化学反应与多物理场自然耦合。该DBM使用二维九速模型,其离散速度分为三组,每组大小独立可调。为了描述分子转动和振动对应的额外自由度,引入了三组独立可调的参数用于描述额外自由度部分的内能。由此,该DBM具备了模拟比热比可调的反应流系统的功能。另外,平衡态离散速度分布函数与化学反应项各自满足九个独立的矩关系,其表达式都可以通过矩阵求逆的方式获得。通过ChapmanEnskog多尺度分析可以证明,该DBM除了能够在连续性极限条件下恢复描述化学反应流的Euler方程组之外,还具有描述一定热力学非平衡行为的功能。最后,通过数值算例表明,该DBM的数值结果与理论解吻合。     

基于速度空间非结构网格和守恒修正的改进离散速度方法

传统离散速度方法在求解跨流域流动问题时,通常只求解动理学模型方程,即Boltzmann-BGK方程。与传统方法不同,改进离散速度方法同步求解了动理学模型方程和相应的宏观伴随方程。通过这种方式,可以将分子碰撞影响考虑到宏观伴随方程的通量计算中,同时宏观方程预估得到的结果可以用于预估平衡态,从而实现Boltzmann-BGK方程的全隐式离散。这两点改进可以有效克服传统方法在连续和近连续流区域计算效率低、计算精度差的缺陷。为了进一步减少速度空间的网格量和避免数值求积时的Runge现象,采用了非结构网格结合矩形律来离散速度空间并引进守恒修正来强制满足相容性条件。算例测试表明,采用速度空间非结构网格和守恒修正可以有效减少改进离散速度方法的计算量和内存花销。