摘要：基于一种典型高超声速二元进气道,考察前缘钝度效应对进气道边界层转捩的影响,加工了四种半径为R=0.05mm,R=0.1mm,R=0.2mm,R=0.25mm的前缘,在FD-07风洞中开展了自然转捩及人工转捩的风洞试验。试验中采用压缩拐角压力分布特征及进气道起动相结合的方法来估计边界层转捩位置,得出了进气道压缩面边界层转捩位置随前缘半径变化的规律。试验表明在来流条件下随前缘钝化半径增加,边界层转捩位置明显后移。针对R=0.25mm时进气道不起动的情况,基于线性稳定性理论(LST)理论设计了人工转捩条带,通过试验成功实现了转捩。

摘要：发展了一套快速预测风力机动态响应的分析方法。针对南京航空航天大学设计的兆瓦级大型风力机叶片NH1500,按照工程梁方法对叶片及塔架结构进行简化,生成有限元梁模型。根据动量叶素理论编写气动力程序,为有限元模型提供气动载荷,从而完成时域情况下风力机的响应计算。最后,分析了叶片的几何非线性效应对响应的影响规律。

摘要：设计了舵面颤振试验装置，在亚跨超风洞中对展弦比2．0的NACA0012矩形舵面开展了颤振试验研究。试验马赫数范围为0．3～0．75。试验采用直接观测法获得舵面在不同质量特性条件下的亚声速和接近跨声速的颤振特性。同时还采用亚临界数据分析方法对试验的扭转应变信号进行了离线分析，即通过采用ARMA方法识别扭转应变信号的阻尼和频率，并通过阻尼外插得到颤振临界动压值。研究结果表明：该试验装置可以用于在现有亚跨超风洞中开展舵面颤振问题研究。当采集的亚临界信号为典型指数衰减信号时，以ARMA方法为基础的亚临界颤振试验技术可以稳定地识别出信号阻尼和频率，并较为准确地获得舵面的颤振临界动压、颤振频率等颤振参数。

摘要：火星科学实验室成功着陆后的热环境重构数据表明,气动辐射加热在火星进入防热设计中具有不同于以往认识的重要影响,未知机制和模型不确定性等问题有待进一步研究。探测器高速进入火星大气产生极高温非平衡气动环境,造成火星气动辐射与常规CO;红外辐射研究显著不同。针对火星大气高温光谱和辐射热流预测,首先,建立适用于火星大气的高温非平衡光谱辐射模型,获得典型高温条件CO;光谱结构和辐射强度,与NASA和JAXA试验结果对比,结果显示符合较好。其次,依靠激波管和发射光谱测量技术,开展典型进入条件的辐射强度测量试验,数值结果、试验值和NASA试验结果相互符合较好,验证了光谱模型。最后,对探路者号进行气动辐射加热分析,完成典型进入条件下的非平衡流动和辐射特性计算,基于光线法得到光谱辐射强度沿驻点线的变化,表明高速与低速条件的气动辐射机制存在显著差异;基于有限体积法获得进入器表面辐射热流分布,结果显示辐射热流的分布及变化规律与地球再入显著不同,进入速度6 km/s以下时辐射热流随进入速度增加而减小,同时进入器锥身及肩部的辐射热流高于驻点区域。

摘要：机翼的气动特性决定了一架飞机的经济性、安全性、舒适性以及环保性,而机翼的气动设计问题十分复杂,需要满足合理的机翼气动设计准则,才具有工程实用价值。基于计算机辅助工程(CAE)的机翼优化设计方法需要较少的人力成本,但无法保证气动设计准则得到满足,其结果仍需大量的后续修改工作。因此,当前实际工程应用中,机翼的设计仍然在很大程度上依赖于设计人员的经验,需要大量的人力。为了提高机翼优化设计结果的工程实用价值,进而减少后续人工设计工作量,提高机翼气动设计的效率。首先对机翼表面压力分布进行分析;然后根据机翼气动设计准则,在传统升阻特性目标函数的基础上,构造新的目标函数;最后将这个新的目标函数代入优化过程。研究结果表明:升阻特性难以全面地描述机翼的气动特性,以其为目标函数无法保证设计结果满足气动设计准则,不具工程实用价值;而根据机翼气动设计准则构造的目标函数能够在优化过程中保证设计准则得到满足,有效提高设计结果的工程实用价值;同时,与传统直接以升阻特性为优化目标的优化过程相比,该方法引入的额外计算量可以忽略不计。

摘要：为了对导弹进行多学科设计优化(MDO),建立了包含气动、推进、质量、控制和弹道的多学科分析模型,并采用协作优化对战术导弹多目标多学科设计优化问题进行了表述。针对多目标多学科优化设计问题的计算复杂性,提出了一种新的处理约束多目标优化问题的基于Kriging多目标遗传算法(MOKGA)。MOKGA采用物理规划法将多目标优化转化为单目标优化,然后构建目标函数的考虑约束的EI(Expected Improvement)模型,并采用遗传算法进行求解。将MOKGA与多目标优化算法NSGA-II进行了比较。结果表明,NSGA-II和MOKGA两种算法的优化结果均较初始方案得到明显改进,但MOKGA的精确分析次数较NSGA-II减少了40%,降低了多学科设计优化问题求解过程中的计算复杂性。

摘要：分析了吸气式空空导弹FADS系统设计面临的关键技术难点及设计流程.针对吸气式空空导弹大长细比布局、高机动、大攻角和低成本控制等特点,提出了一种高精度、多点故障诊断、容错和可抗大过载的FADS系统设计方法.主要包括基于压力模型、分层诊断和多模型重构容错策略的求解算法设计、系统误差模型设计、高精度和抗大过载压力测量模块设计、以及解算机模块设计等.针对某典型吸气式空空导弹外形设计了9个测压点布局、飞行马赫数2.0-4.5的FADS系统原理样机,在1.2 m×1.2 m超声速风洞完成原理样机的实时解算试验,试验结果表明：静压测量相对误差≤6.9%,马赫数测量误差〈0.1,攻角和侧滑角的测量误差均〈1°.重构模型的测量误差接近基准模型的误差;算法诊断故障点数≤3,故障诊断的范围是P1点的偏差≤-20%或≥40%,P2-P9点的偏差≤-30%或≥30%,算法具有≤2故障点的容错能力.系统的测量误差水平、故障诊断和容错能力均能满足工程要求.

摘要：针对新一代面对称高超声速飞行器通常采用的无尾布局、小控制面设计而导致的飞行器稳定性大幅降低以及通道间控制耦合严重的问题,基于飞行器的六自由度动力学方程,利用线化小扰动理论,通过推导引入了飞行器三通道开环和闭环的气动稳定性耦合判据,其判据中包括了传统的气动静导数和动导数,组成了新的三通道耦合稳定性判据体系。相比现有判据,本研究新引入了俯仰和滚转通道静稳定性耦合判据,以及三通道的动稳定性耦合判据,并用数值仿真验证了本文引入的判据在判断无尾布局高超声速飞行器稳定特性中的有效性,为该类飞行器提供了快速有效的稳定性分析工具。

摘要：声爆源于飞行器超声速飞行时产生的复杂波系结构,理论上抑制声爆强度可以通过改变飞行器几何外形调整自身波系结构来实现.首先采用自研的基于非结构混合网格的三维Navier-Stokes方程求解器针对AIAA声爆预测大会提供的后掠三角翼模型(DWB)的近场过压分布进行了数值模拟和分析,然后以DWB模型绕流波系结构与几何外形的关联关系为出发点,提出了一种基于飞行器几何外形的声爆抑制设计方案.研究表明,二维尖楔前体的过压强度明显高于三维尖锥前体;三维尖锥前体过压强度弱于基于二次函数的DWB模型前体但内部空间较小;强二维特征的膨胀波发生体使DWB模型前体的近场过压强度降低了20%左右;波系结构的相互作用机理可以指导低声爆超声速飞行器几何外形设计.

摘要：针对某飞行器嵌入式大气数据传感(FADS)系统的飞行试验校准问题,研制了一套压力型姿态角测量的多气参基准大气数据系统。设计了可实现高线性度、解耦的压力型姿态角测量空速管,并配套研制了大气数据计算机。解决了有限空间内多气路之间密封、同时精确取气和压力测量、飞行器机体干扰下的风洞试验标定、多参数拟合修正的气参解算等难题,获得了机体干扰下的空速管测量修正解算公式,实现了基准气参的高精度测量。在完成基准空速管的风洞试验标定和联调试验后,实现了对全系统正常工况下的飞行参数测量精度及系统稳定性考核,最终成功应用于飞行试验中。