摘要:航空发动机控制系统是航空发动机的安全关键系统，对发动机在飞行全包线范围内安全可靠产生推力或功率至关重要。本文阐述了航空发动机控制系统的演进历程，对架构设计、控制律设计、故障诊断与状态监视设计三大系统级关键核心技术以及仿真使能技术的发展情况进行总结分析，并对工程可应用性进行探讨，最后对未来的发展方向和重点研究内容进行展望，为新一代航空发动机控制系统设计提供一定参考。

摘要:磁帆是一种基于太阳风等离子体的新型推进技术，它通过大尺度线圈产生磁场来偏折太阳风等离子体从而产生推力，在长周期行星际航行任务中具有重要的应用潜力。由于磁帆相比常规电推进具有更高的比冲和推功比，近几年随着木星等行星探测任务的发展，其逐渐成为行星际无工质推进技术的研究热点。本文介绍了磁帆推力的产生原理，阐述了磁帆小型化设计研究历程，总结了其数值分析和实验技术主要特点，比较了不同任务场景中磁帆的应用效果，最后提出磁帆的主要技术瓶颈及未来潜在发展方向，为我国磁帆技术研究提供参考。

摘要:准确的热流预示在超/高超声速复杂流动数值模拟是一个难点问题。当计算网格中出现奇性轴时，进一步增加了准确流场模拟、热流计算的难度。本文针对奇性轴在有限差分计算中出现的流场结构不稳定、热流预测误差大等难题，在通量重构方法的基础上，结合基于守恒变量的重构方法，提出了一种采用高精度格式计算带奇性轴问题的混合算法。该算法在奇性轴附近使用基于守恒变量的重构方法，有效反映奇性轴附近流场分布对奇性轴计算的影响，能够有效解决奇性轴问题。采用该混合算法并对比应用WENO3-JS和高分辨率WENO3-PRM1,12格式，本文对高超声速球头、HB-2、球钝锥及Apollo等外形绕流问题进行了数值模拟，结果表明：新方法能够有效解决含奇性轴问题计算中的流场结构不稳定问题，并且可以实现准确的热流预示。

摘要:为提高涡轮级间篦齿的封严性能，设计了一种带分流通道的台阶型篦齿封严结构，研究了不同压比与转速下分流通道对篦齿封严泄漏特性和传热特性的影响规律，并与光滑篦齿进行对比。结果表明：在衬套上增设一个分流通道后，处于通道出口处的气流在离心力作用下被卷吸进通道，增强了篦齿的封严效果；分流通道的周向间隙率β越大，封严效果越佳，当周向间隙率β为3时，绝热壁面流量系数为13.47%，绝热壁面风阻温升为48.7 K；分流通道数量增加，篦齿的泄漏加剧；随着压比增加，密封泄漏量增大，分流通道可以引导核心射流回流，故泄漏量增速逐渐变缓而绝热壁面风阻温升增速加剧；当转速从3×10³ r/min增加到2.1×10⁴ r/min，气流摩擦耗散加剧，篦齿绝热壁面流量系数逐渐降低，绝热壁面风阻温升逐渐升高，分流通道对高转速下篦齿的封严效果提升显著。

摘要:为实现典型工况模式选取方案，针对一种带FLADE（Fan on blade）的自适应循环发动机展开研究。基于各部件气动热力学原理在MATLAB/Simulink平台建立了该构型3外涵模式整机计算模型。在此模型基础上，通过减少迭代变量与残差变量的思路，分析了该构型在节流过程中两种工作模式不同典型工况下的性能。仿真结果表明：在地面工况条件下，3外涵模式与单+第三外涵模式相比在低转速下推力较高，而高转速下则相反，地面大功率状态起飞可以采用单+第三外涵模式；对推力需求不高的亚声速巡航工况，可在飞机爬升后开启MSV（Mode selection valve）使发动机以3外涵模式工作。

摘要:作为重要的动力学参数，刚度辨识及预测对于涡轮泵动力特性具有关键意义，为此提出一种融合注意力机制和双向长短期记忆（Bi-directional long short-term memory， BiLSTM）网络的预测模型。将动力学响应融合输入，使用LSTM神经网络有效挖掘时序相关的历史特征。再将两层LSTM网络反向叠加组成BiLSTM模型，适应动力学信息复杂、序列冗长特点，深入挖掘参数间的非线性特征。随后引入Attention层，利用注意力机制获取特征分配权重，增强关键信息。最后通过某型涡轮泵的动力学数据训练辨识模型。结果表明，对于涡轮泵刚度特性，Attention-BiLSTM模型在序列数据处理方面具有显著优势，预测平均绝对百分比误差（Mean absolute percentage error， MAPE）可达2.194 5%。而单一结构的RNN、LSTM和BiLSTM模型的预测MAPE分别为10.497 7%、5.497 3%和2.798 6%。可见该方法有效避免了复杂的动力学反问题求解，实现了非线性参数的动态识别。

摘要:为得到适用于硝酸乙基铵（Ethylammonium nitrate， EAN）推力器燃烧数值模拟的燃烧机理，以包含EAN蒸发产物硝酸和乙胺的详细化学反应机理为基础，构建了EAN详细燃烧机理，采用生产速率（Rate of production， ROP）分析以及敏感性分析相结合的方法对详细机理进行简化，得到了包含82组分291反应的EAN燃烧骨架机理。分别使用两种机理对乙胺着火延迟时间、层流预混火焰中组分分布以及在激波管内反应过程中组分分布，硝酸在激波管内反应过程中组分分布进行了数值模拟，通过比较实验数据和模拟结果，对详细机理和骨架机理进行验证。验证结果表明：骨架机理的模拟结果与实验数据以及详细机理的模拟结果一致，表明了EAN燃烧骨架机理的准确性。得到的骨架机理为EAN推力器燃烧数值模拟提供了反应机理模型。

摘要:针对锥形激光加工器在航空发动机热部件冷却孔加工过程中的吹渣效果，研究了射流冲击孔板附近的流场特性及其影响因素。针对同轴高压气体撞击带盲孔平板的射流结构，采用数值模拟方法，分析了不同进气压力p_int（0.2~1.5 MPa）、射流间距H/D_e（3.6，5.6，7.6）和冲击角度α（30°，45°，60°，90°）对盲孔附近气体动力学性能的综合影响。研究结果表明，当H/D_e为3.6时，随进气压力的增大，盲孔附近的气体动力学性能呈现先逐步提高后剧烈下降的趋势，较好工作压力为1 MPa；当射流间距H/D_e达到5.6及以上时，适当地增大喷嘴压力可以提高盲孔附近气流的气动水平，但提升有限。随着冲击角度α减小，盲孔内流出质量流量逐渐增大，α为30°时较垂直射流提升约11倍，但在冲击表面上气体的剪切流动随冲击角度减小逐渐变弱。

摘要:针对航空发动机滑油箱油量测量值易受多个参数影响导致滑油消耗率难以计算和预测的问题，提出了一种改进的滑油量数据提取规则和滑油消耗率预测方法。基于密度聚类算法（Density-based spatial clustering of applications with noise， DBSCAN）等方法对发动机数据进行了清洗，获取平稳飞行状态下滑油量数据。使用最小二乘法对滑油量进行拟合，得到了滑油消耗率，平均拟合优度达到了0.86。在此基础上，利用多层感知器（Multi-layer perception， MLP）建立了滑油消耗率与飞行状态参数之间的关系，预测结果与实际值的平均绝对百分比误差为1.15%。本文提出的方法能够满足实际工程需求，为评估航空发动机滑油系统的健康状况提供了可靠参考。

摘要:为解决随机子空间法在模态参数识别过程中自动性差、虚假模态难以识别剔除等问题，提出一种新的模态参数辨识方法。采用协方差驱动的随机子空间法（Covariance-driven stochastic identification， SSI-COV）识别系统的模态参数；根据软硬准则初步剔除虚假模态并绘制三维稳定图；对基于密度的带噪声的空间聚类算法（Density-based spatial clustering algorithm with noise，DBSCAN）进行改进，自动确定敏感参数ε，并对候选模态进行聚类分析；对每一簇类模态，计算模态质量评价准则（Modal quality assessment criterion，MQAC），制定筛选准则，自动剔除虚假模态并识别真实模态。利用本文方法对桁架结构、广州塔、Z24桥实例进行模态参数识别验证，结果表明该方法可实现典型工程结构的自动工作模态分析，可有效剔除非白噪声激励及测量噪声导致的虚假模态。

摘要:为消除低雷诺数下对称翼型小迎角范围内的气动力非线性现象，基于高斯过程回归模型及NSGA-Ⅱ多目标遗传算法并耦合RANS的数值方法建立了低雷诺数翼型优化设计程序，以多个状态下小迎角范围内的平均巡航因子为目标函数开展翼型优化设计。结果表明：优化翼型具有明显的几何凸起，有效改变了分离泡的位置和类型，进而显著改善翼型气动特性，Re=4×10⁴时小迎角范围内的升力系数非线性现象基本消失。进一步分析发现优化翼型的凸起增强了壁面的对流影响和来流抵抗逆压梯度的能力，进而改善了翼型的气动特性。

摘要:小型巡飞弹螺旋桨桨叶尺寸较小，桨毂占比较大，螺旋桨性能易受桨毂影响。小型巡飞弹实际飞行螺旋桨转速偏高，航时不够，且螺旋桨风洞试验测试结果、设计计算结果以及实际飞行数据差异较大。针对计算结果不吻合的问题，开展了试验构型的数值模拟，结果表明桨毂产生较大的负拉力和扭矩，是造成螺旋桨效率下降、转速上升的主要原因。根据计算结果，本文给出了巡航工况下桨毂拉力及扭矩的修正公式及螺旋桨优化设计思路。针对试验数据不吻合的问题，设计了巡飞弹推进系统风洞试验，成功解决了来流干扰，获得了准确的测试结果。为了提升螺旋桨效率，根据螺旋桨涡流理论推导了螺旋桨计算模型，以巡航工况效率为优化目标，爬升工况推力及反扭矩为约束条件，利用遗传算法工具箱开展了螺旋桨气动外形优化设计，并通过推进系统风洞试验进行了验证。试验结果表明优化设计有效，巡飞工况下螺旋桨效率提升了17.2%。

摘要:石墨烯纳米片（Graphene nanoplatelets，GNPs）改性3D编织复合材料将GNPs与编织物有机融合，有望协同提高材料导热特性。然而，3D编织复合材料内胞和表胞呈现出不同的导热特性，加之GNPs的协同改性作用，增加了材料导热特性研究难度。本文紧扣GNPs改性3D编织复合材料细观结构特征，以GNPs改性树脂等效热导率表征为基础，基于周期性温度边界条件，构建材料的多胞有限元热物理分析模型，详尽研究了GNPs含量、编织角和纤维体积分数等对各胞元热导率的影响规律。分析表明：随着GNPs含量增加，3D编织复合材料导热特性逐步提升。随着编织角增加，GNPs改性3D编织复合材料横向热导率迅速增加而纵向热导率下降；同时，GNPs改性3D编织复合材料热导率随纤维体积分数增加而提升。上述规律为GNPs改性3D编织复合材料导热性能设计提供了坚实的理论基础。

摘要:在冷冻砂型数控（Computerized numerical control，CNC）加工过程中，有效排出切削砂坯产生的砂粒是确保砂型成形质量的关键技术之一。本文基于计算流体力学方法，对环绕阵列式射流喷吹的排砂方式进行了数值模拟，分析了射流流量、靶距、俯角和口径对型腔周围流场的影响。设计数控加工正交实验并对排砂率进行了极差分析，验证了仿真的结果。研究表明，环绕阵列式高速射流在刀具柱面和型腔壁面上会形成稳定贴附，输送砂粒的主要区域为射流在型腔壁面形成的“排砂区”。仿真与实验结果均表明最佳排砂工艺参数为射流流量30 L/min、靶距45 mm、俯角65°和口径2 mm，其中射流流量的影响最为显著，其次是射流喷嘴口径、俯角和靶距。本文结果可为排砂装置及工艺参数优化提供指导。

摘要:各向同性是六维加速度感知机构的重要性能指标之一，决定了传感器的测量精度。为获得感知机构的完全各向同性，提出了一种新的构型综合方法。首先，运用Newton-Euler法并基于支链之间固有的尺度约束关系，构建了Stewart型六维加速度感知机构的正向解耦方程。其次，剖析了感知机构的各向同性与正向解耦方程中输入矩阵条件数的关联，以及支链位姿与输入矩阵的映射关系。创建了完全各向同性感知机构的构型综合步骤。最后，遵循该步骤，综合出“12-6”式Stewart型六维加速度感知机构，并开展了虚拟实验。将添加0.100%随机扰动和零扰动这两种情况相比较，结果显示，六维加速度的最大引用误差为0.169%，也即输入、输出误差的放大倍数仅为1.69。这表明，新构型具有优异的各向同性性能。

摘要:航空装备质量信息管理是航空装备制造业的关键环节，直接影响航空装备的安全性与稳定性。为了解决航空装备质量信息溯源的难题，本文基于区块链技术，设计了航空装备质量全生命周期溯源机制以及航空装备质量管理的联盟链网络结构，实现了航空装备质量信息的安全存储和信息共享。同时，采用信息技术数据溯源描述（Provenance vocabulary，ProVOC）模型构建了航空装备质量全生命周期信息链，记录了航空装备在设计、生产、运输、维修、使用以及报废各个阶段的质量信息。最后，设计基于区块链技术的航空装备质量溯源系统架构以及溯源操作流程。本研究为航空装备质量信息管理提供了一种新的解决方案，有助于提升航空装备质量管理水平，增强航空装备的性能和可靠性。

摘要:为合理预测空中交通流量，结合复杂网络链路预测进行研究。首先，将时间序列转化为可视图得到拓扑特征量，然后结合基于局部信息、路径和随机游走的算法，比较在三亚不同扇区内的预测精度，发现RWR0.85算法预测精度最高。由于链路预测只能预测可能存在的连边，不能预测节点，因此引入D-S证据理论预测流量值，预测精度最高可达99.85%。结果表明，复杂网络链路预测结合D-S证据理论进行空中交通流量的预测是可行有效的，为进一步深入研究奠定了基础。

摘要:针对飞行器在高速飞行时受气流干扰、惯性高度易发散等问题，从传感器数据融合角度出发，提出了容积卡尔曼滤波（Cubature Kalman filter， CKF）融合嵌入式大气数据观测系统和惯性导航系统（Inertial navigation system， INS）估计飞行器实时大气数据的算法。算法使用非线性方程对惯性系统、卫星定位系统和大气系统间的关系建模，结合传感器的数据，计算飞行器速度和高度，进而估算出迎角和侧滑角等参数。实验结果显示：本文所提出的方法在估计气流角和马赫数方面具有较高的精度和较强的稳定性。

摘要:针对强干扰和有限频谱资源的分布式信道接入场景，设计快速高效的动态信道接入方法，以实现有效的抗干扰通信性能。首先将干扰源信号设计为协调信号，从而将该分布式频谱接入问题构建为基于相关均衡（Correlated equilibrium， CE）的博弈模型。为有效解决不同干扰模式带来的收敛性能问题，设计了信号计数器（Event counters， ECs），根据干扰信号的特征对协调信号进行改进，构建了一种基于协调学习的分布式协同抗干扰方法，有效加速了CE点的生成。基于上述方案，设计了相应的基于协调信号优化的分布式信道接入抗干扰算法。仿真效果表明，所提方法能够有效完成分布式协同抗干扰及信道接入，实现更优的全网通信性能和公平性；在面对随机干扰时，能够在保证不丢失公平性的前提下实现更为快速有效的全网通信性能。

摘要:强耦合条件下，复杂系统的有限元分析受到自由度的影响计算成本高昂。虽然模态叠加技术能减少耦合系统的自由度，但基于忽略不同子系统间高阶模态和低阶模态耦合作用的假设，若使用非耦合模态可能导致收敛性差。基于无阻尼声振耦合方程，本文采用分片传递函数法（Patch transfer function method， PTFM）将耦合面处理成一系列独立的分片，每个分片上所属单元节点值的平均值定义为分片传递函数，通过使用连续性关系计算耦合系统的分片传递函数。将耦合矩阵的求逆简化为源点到响应点的传递函数，可以快速计算耦合系统响应值。分别利用直接耦合法（Direct coupling method， DCM）和分片传递函数法计算板和空气声腔耦合模型，验证分片传递函数法的有效性，并讨论了分片传递函数的算法原理和计算误差。