采用数值方法研究了亚声速地面效应条件下不同翼型的气动特性,进一步以Ma=0.5来流工况为例,研究了翼型参数和飞行高度对气动特性的影响。计算结果表明在Ma为0.5、迎角为6°的地效情况下,翼型弯度减小,更容易在翼型前缘产生激波阻力;翼型下翼面后缘弯度增大使得后缘压力更高,升力系数和低头力矩相应增大;随着飞行高度的减小,地效作用加强,翼型下翼面压力增大,下翼面的升力增量大于上翼面吸力损失,机翼升力系数和升阻比增加越来越显著。

目前,火箭橇试验是飞行器空气动力学重要试验手段,然而强烈的地面与轨道干扰会影响试验的精度,甚至导致试验失败。采用尺度自适应SAS方法和基于铺层算法的动网格技术对不同马赫数下的超声速火箭橇滑行过程进行数值模拟,探究了超声速火箭橇的气动力致振机理。采用了数值风洞模拟方法对超声速火箭橇无限空间绕流和仅包含地面的橇体绕流进行仿真,分析了不同环境条件下的激波特征。结果表明超声速火箭橇的头激波传播至轨道和地面时会发生激波反射,反射激波的存在会导致超声速火箭橇产生升力,并带来阻力的略微增加;反射激波与轨道扣件的周期性碰撞使得其尾迹区具有非定常特征;火箭橇的气动力激励振动频率与尾迹波动频率一致,即气动力激励振动对非定常尾迹具有锁频现象。此外,压力信号的功率谱密度分析表明气动力激励振动存在谐声...

为了研究飞机在超声速巡航状态下的气动热效果及对机翼进行相应的热防护设计，该文分析了内置隔板和前缘反向喷流2种不同热防护的防热效果。采用Spalart-Allmaras（SA）湍流模型求解Navier-Stokes方程，对NACA23012翼型在不同马赫数下的气动加热进行了数值分析，并对机翼油箱的热防护进行了研究。结果表明:2种热防护的降温及防热效果均会随来流马赫数的增加而增强;翼型的不对称性会导致上下翼面流场特性的不同，从而产生上下翼面热防护特性的明显差异;当来流马赫数较大时，在降低机翼表面温度及油箱热负荷方面，喷流作为主动式热防护的防热效果要明显优于被动式隔板热防护的防热效果;当来流马赫数为3.0，喷流流量为0.0018 m 3/s时，机翼下翼面平均温度可降低约46.7%。

飞行器在超音速飞行时受到的气动加热效应给结构强度及热防护设计带来极大影响,且真实状态下的气动热环境需要考虑外流场与结构的耦合及内壁面边界条件的影响。采用S-A湍流模型求解Navier-Stokes方程,通过流场与固体壁面交界处的信息传递,实现外流场与结构场的耦合数值分析。针对三种不同翼型的超音速绕流气动加热进行耦合数值研究,对比翼型内壁面在不同热边界条件下的气动热效应。结果表明:不同翼型具有与气动力相似的气动热效应,内壁面考虑对流换热的边界条件最接近真实,考虑机翼燃油箱满油时,三维机翼前缘驻点处热流密度最高可达4200W/m^2。

在对飞机空调系统各主要部件进行故障模式影响分析（failure mode and effects analysis,简称FMEA）的基础上,采用分层多信号流图（hierarchy multi-signal flow,简称HMSF）方法对飞机空调系统进行故障诊断与仿真分析,得出了飞机空调系统的故障-测试关联矩阵,并给出系统各部件的故障检测率和故障隔离率。针对系统故障隔离率较低的情况,在尽可能少增检测点的前提下,对飞机空调系统分层多信号流故障模型进行了改进,增加了涡轮等部件共5个检测点,使飞机空调系统的故障检测率从91.4%提高到100%,故障隔离率从32.9%提高到83.9%。研究发现,分层多信号流图方法有助于改善飞机空调系统的故障检测率和故障隔离率,提高系统的故障诊断效率,为飞机空调系统健康管理的设计提供技术基础。