航天飞机自动着陆轨迹优化设计

采用沿约束轨迹的推演计算方法及优化原理对航天飞机自动着陆飞行轨迹进行优化设计。首先根据过载、垂直下降率、连续性和平稳性要求确定飞行轨迹的基本形状，然后采用两点边值优化方法对轨迹参数进行优化设计以获得理想的接地动压。与传统的和制导系统联系在一起的轨迹设计方法相比，该方法具有简便、快速、可重复使用、鲁棒性强等特点。     

航空发动机电子控制器可测试性技术应用研究

基于边界扫描的测试思想,提出了1种航空发动机电子控制器可测试性设计方案。通过器件管脚的边界扫描单元,在板级甚至多个目标板组成的复杂系统间,构建了1条在集成电路边界绕行的移位寄存器链,可以实现复杂集成电路的嵌入式测试。该方案还可以实现故障注入,对航空发动机电子控制器机内自测试(B IT)能力进行验证。     

一类二阶三点边值问题解的存在性

运用上下解方法,研究了一类二阶混合非线性边值条件的三点边值问题,通过构造了适当的非线性辅助函数工得到了解存在的充分条件,推广和改进了某些已知的结果。     

高超声速圆锥边界层转捩数值研究

以类似于处理湍流脉动的方式来模型化非湍流脉动,考虑湍流的间歇性特征及引起超声速流动失稳机制,研究包括转捩起始位置及转捩区范围的高超声速流动转捩问题,发展可反映扰动模态和可压缩性影响的两方程SST转捩/湍流模式.针对尖锥模型,在马赫数6、攻角O°～2°时,采用第二模态(Second-mode)机制,预测并比较完全层流态、完全湍流态,以及自然转捩发展过程中的表面热流、表面摩阻等气动特性.     

吸附式压气机叶型设计技术研究

以开发能提高叶片负载能力的"吸附式压气机(The aspirated compressor)"叶型设计技术为目标,以某发动机高压压气机的前三级为工程背景,研究了超高负荷的单级吸附式压气机气动方案,初步建立了从子午流道设计、S₁流面基元叶型反问题设计到带附面层吸除S₁流面计算分析的一套设计方法.以单级方案动叶叶尖截面作为设计实例,演示了开发的设计方法能够设计出基本达到设计要求的吸附式压气机叶型.      

超声速平板边界层旁路转捩直接数值模拟

采用具有七阶精度的有限差分格式和基于Euler方程组的特征边界条件,通过直接数值模拟研究了由固定相位周期性吹吸扰动诱导的、Ma∞=2.25、Re∞=2.5×107/m(635 000/inch)空间发展平板边界层的旁路转捩过程,并建立了相应的直接数值模拟数据库。数值结果表明:扰动相位的随机性并不是转捩发生的必要条件,固定相位周期性吹吸扰动即可诱发边界层的转捩;当采用固定相位时,随着吹吸频率的增加,转捩位置向下游移动;当扰动频率足够大时,周期性吹吸无法诱导出边界层的转捩。随后,在所得数据库中提取了速度及热力学变量的平均值,与已有的数据库和理论分析吻合良好;速度脉动均方根与公认的不可压缩平板边界层实验基本吻合;热力学变量脉动均方根和雷诺应力与已有数据库的统计结果及实验数据具有相同的分布特征。对比发现,不同转捩的诱导因素对平均转捩位置和热力学变量均方根、雷诺应力等高阶统计量的影响较大。     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。     

小型无人倾转旋翼机气动与操纵特性试验研究

由于倾转旋翼机飞行模式多,各部件气动干扰复杂且操纵面冗余,特别是倾转过渡模式,短舱带动旋翼系统倾转,结构布局发生改变,从理论上确定气动与操纵特性难度大。为了研究倾转旋翼机的气动与操纵特性,对某小型无人倾转旋翼机展开全尺寸、全模式吹风试验,其中不带动力试验主要用于研究倾转旋翼机在不同迎角、短舱倾角、前飞速度等飞行状态下的气动特性;带动力试验主要用于研究倾转旋翼机不同飞行模式带机翼与不带机翼时,旋翼/机翼/襟副翼相互干扰作用,以及总距、副翼、升降舵的操纵功效。根据试验数据推导出小型无人倾转旋翼机全包线飞行的操纵特性方法,对进一步完善倾转旋翼机设计以及试飞试验的成功提供了参考。     

基于涡流发生器的风洞侧壁附面层控制

为降低风洞侧壁附面层对半模型数据的影响,在前期数值模拟的基础上,研制了一种适用于2.4m跨声速风洞半模型试验段侧壁的梯形涡流发生器,并进行了试验验证.结果表明:加装涡流发生器效果明显,亚声速范围内能够使附面层厚度降低20%~30%,对主气流均匀性影响可忽略;加装后半模型零升阻力系数降低,升力线斜率增大,压力中心向机身移动,体现了明显的附面层减薄效果,证明所研制的涡流发生器可应用于亚声速半模型试验中.      

基于自然激励技术的颤振边界预测

为了预测紊流激励条件下机翼的颤振边界,基于自然激励技术提取紊流响应的自由衰减信号,采用矩阵束方法识别模态参数,最后通过Z-W(Zimmerman-Weissenburger)方法计算稳定性判据,拟合判据变化曲线并外推颤振边界.对平板机翼模型进行了数值仿真分析,对单独机翼模型风洞颤振试验数据进行了计算.结果表明:采用自然激励技术与矩阵束方法能够较准确地识别紊流激励响应的模态参数,频率识别误差小于6％,阻尼比识别误差小于30％,结合Z-W方法能够在较低风速较早地预测颤振边界,有助于提高试验的安全性.