种子叶片自旋下落过程涡系的PIV实验研究

本文利用粒子图像测速技术研究种子叶片自由旋转下落过程中不同涡系的相互作用机理。以典型枫树种子叶片为研究对象,通过对比不同叶片长度、叶面厚度、叶面宽度、下落锥角、自旋角速度、下落速度和下落初始角度等参数对过渡期和稳定期的影响,分析了诱发叶片自旋的外形特征和空间特性。结合特征参数分析,对叶片自旋稳定期开展了PIV流场测量实验,解析了无干扰下种子叶片下落过程中涡系的产生和演化机理。实验结果表明:稳定期气流在叶尖正面位置产生前缘涡（沿展向呈圆锥状结构）,后缘位置产生反方向的后缘涡;两个涡发生相互耦合运动,前缘涡的强度大于后缘涡,从而导致叶面产生锥角。在前缘和叶尖前方观测到较高的速度向上的区域,而在后缘和叶根附近则出现较高的速度向下的区域,从而对种子产生向上的升力,使叶片实现自旋稳定下落。通过枫叶种子自由下落的无干扰PIV测量,初步获得了贴近叶片表面前缘涡的运动性状,验证了后缘涡的存在,结论对单翼型旋转叶片的设计有一定指导意义。     

量子线中的电子-电子背向散射与磁化率

研究低温下准一维电子气的两体背向散射的磁效应。计入电子－电子背向散射，采用Ｃｏｌｅｍａｎ玻色化方法实现电荷－自旋分离，得到了自旋波激发谱；安义磁化强度算符，利用线笥响应理论得出磁化率的严格解，讨论两体背向散射对磁化率的影响。     

反射及绕射冲击波的生物效应研究

采用生物激波管内放置挡板,探讨弱冲击波的反射及绕射作用对生物效应的影响。结果表明反射激波超压明显增强,约为入射激波超压的3 倍,并可引起动物肺和胃肠道损伤;绕射激波的一次激波超压明显降低,约为入射激波的1/3 ,二次激波与距挡板的距离有关,当距离为挡板高度的1/4 和2 倍时,超压低于入射激波,距离为挡板高度的1/2 和1 倍时,超压稍高于入射激波,提示该处激波有叠加现象,实验动物均未见明显内脏器官损伤。本研究结果对冲击伤防护具有一定的意义     

球锥贮箱微重力试验研究

用落塔试验和相似准则，在较宽邦德数（Ｂ０＝１３－１００）范围内给出球锥贮箱准静态试验结果；得同重力环境下的挤出效率；对上述贮箱，还取得了较标准的敢界面产筝形状及液体完成重要位全过程的图象和时间数据。可供自旋稳定卫星在微重力环境下，管理液体推进剂参考使用。     

涂硼正比计数管中热中子响应函数理论计算及模拟验证

对涂硼正比计数管的热中子响应函数计算公式进行了理论推导。在圆柱形几何结构下,热中子在垂直柱面径向入射和任意角度入射两种情况时的响应函数得到了一种普适性的响应函数表达式,并选取正比管典型尺寸(内径10 mm,涂层厚度3μm)进行蒙特卡罗模拟,对理论推导公式进行模拟验证,理论计算结果与模拟结果基本一致。研究表明,在垂直柱面任意角度入射的情况下,热中子的响应率随入射方向与圆柱中心距离y的增加呈规律性分布,即先增加后迅速降低,有一个峰值。在本文尺寸下,正向峰值在9 900~1 000μm之间,而反向峰值在9 700~9 800μm之间,反向较正向数值上偏小。此外,对理论计算值与模拟值、理论值与实验值的偏差进行了分析,并给出了解释。     

带通FSS结构的插入相位延迟特性

基于互导纳法研究实心半波壁频率选择表面(Frequency selective surface,FSS)的插入相位延迟(Insertion phase delay,IPD)特性,考察FSS结构的IPD与加载介质的IPD之间的关系,分析了介质厚度、极化状态等因素的影响,重点关注交叉极化状态,考察极化角及入射角变化时的去极化效应.结果表明,解决带通FSS结构交叉极化问题的方法是保证TE和TM两种主极化状态下谐振频率的一致性,从而减小两种极化状态的IPD之差.     

多层缝隙耦合贴片型频率选择表面研究

设计了一种基于缝隙耦合的贴片型频率选择表面（Frequency selective surfaces, FSS），该FSS拥有窄带特性。分析了缝隙结构对FSS的频率响应的影响，提出 了一种具有极化稳定性和角度稳定性的双极化FSS单元。采用全波电磁仿真软件对其进行分 析，同时采用谱域法和周期性矩量法对该FSS进行了理论分析并得到解析解。通过将缝隙改 为十字缝隙实现双极化设计，仿真结果显示该结构具有极化稳定性和角度稳定性，并与理论 分析吻合，表明设计的正确性。     

高温高压喷管化学和热力学非平衡流计算

本文给出了高驻室压力条件下的化学、振动、电离非平衡喷管一维流动的方程组(包括 V-D 耦合和电离激发效应)。为了克服高压条件下喉道前空间推进步长小的困难,采用了局部平衡等效(?)的计算方法。对两类典型风洞(小尺寸电弧风洞和大尺寸激波风洞)进行了数值计算,并对不同驻室压力、V-D 耦合、电子激发效应、不同化学模型进行了研究。计算表明,高驻室压力能够有效抑制喷管的非平衡流动。在 P_0=200MPa,T_0=8000K 条件下,喷管出口的 O_2、N_2组分浓度已接近于实际大气。     

激波过弯道绕双圆柱流场

采用单曝光光栅干涉或双曝光光栅干涉，研究激波过弯道绕双圆柱传播的微波流场。采用单曝光法，成功显示入射激波到第一圆柱上的反射、绕射，到达第二圆柱上的反射、绕射。在同一底片上采用双次曝光，第一次脉冲记录直道上的平面波，第二次脉冲记录激渡过弯道绕双圆柱流场。这些照片对于研究反射、绕射及它们边界的相互作用是很有用的。     

暂冲式激波聚焦及起爆爆震的实验与数值模拟研究

开展了三维暂冲式激波聚焦及起爆爆震的冷态与热态实验,并采用WENO算法和块结构网格自适应加密算法进行了高精度数值模拟.在环形喷口宽度d=5.4mm,驱动压力pres=0.55MPa,初始压力pinit=0.091MPa的条件下,第1次激波聚焦所致的峰值压力达2.17MPa,是初始压力的23.8倍.以当量比1.0的C2 H2/Air混合气为工质,在驱动压力为1.51MPa,环形喷口宽度d=11.4mm的工况下成功起爆了爆震波.测得火焰传播速度与激波传播速度之间的耦合偏差为2.7%,爆震波速为1587.3m/s.数值模拟清晰地捕捉到了激波聚焦及起爆爆震过程中的流场演化细节.发现环形激波沿三维凹面腔径向入射,首先在对称轴上聚心碰撞,形成沿对称轴对称分布的马赫干,并作为入射激波向凹面腔底部推进.同时,原入射激波也向凹面腔底部运动.因此,环形激波沿三维凹面腔径向入射聚焦的完成是以原入射激波和新形成的马赫干在凹面腔底部碰撞为标志的.     

欠膨胀自由射流密度场的丙酮平面激光诱导荧光显示与测量

介绍了利用丙酮平面激光诱导荧光(PLIF)技术测量自由射流密度场的原理,并对两种射流总压下含有丙酮蒸气示踪剂的欠膨胀自由射流的密度场结构进行了显示。所得图像直观地显示了射流的桶状激波和马赫盘等特征信息,从中可以看出射流欠膨胀度主要影响马赫盘以前的流场,射流欠膨胀度越高,则射流直径越大,马赫盘越远离喷口,桶状激波越向外凸出。为检验丙酮PLIF技术测量密度场的精度,对实验流场进行了数值仿真。仿真所得到的密度场结构以及沿射流轴线的归一化密度变化曲线与实验得到的相应结果符合较好。     

极化敏感均匀圆阵中PARAFAC信号检测算法

分析了极化敏感均匀圆阵接收到的信号，该信号具有三线性模型特征。提出了极化敏感均匀圆阵中平行因子信号检测算法。该算法利用三线性交替最小二乘（TALS）算法估计出信源矩阵，然后对其进行判决。仿真结果表明；该算法误码率性能接近于非盲解相关方法;与非盲解相关方法相比，在较高的SNR情况下误码率相差不到2dB；且在阵列扰动情况下仍具有较好的误码率性能。该算法无需空域信息和极化信息，是一种盲鲁棒方法。     

圆极化天线在远场条件下的测试方法

在微波暗室远场条件下,设计了一种利用线极化天线测量圆极化天线的方法.基于圆极化波的分解理论,利用线极化天线进行两次正交测量,所得结果通过公式换算,得到圆极化天线的方向性图和增益.通过多次对圆极化天线进行实际测试,验证了此方法的有效性,满足了实际应用的需要.     

基于序列图像的非合作目标自主导航及验证

针对空间自旋或章动运动的非合作目标运动感知与估计问题,给出了一种基于序列图像的运动测量与状态估计方法。所给出的方法由两部分组成:(1)采用立体视觉测量目标三个非共线的特征点,建立目标参考系并实现相对姿态的测量;(2)采用目标运动学和动力学方程,推导了扩展卡尔曼滤波器,实现目标角速度和惯量比的估计。最后,分别给出了数学仿真和物理试验:(1)利用数学仿真验证了所给出的卡尔曼滤波估计算法在不同目标运动情况下的收敛性;(2)利用机械臂模拟目标的自旋运动,利用双目相机采集目标运动图像,试验结果验证了所给出的运动测量与状态估计方法可以连续的给出目标角速度的精确估计。     

Φ5m立式风洞旋转天平试验装置研制

Φ5m立式风洞旋转天平试验装置是为开展飞机尾旋特性研究而研制的重要基础设备,主要用于测定模型在绕风轴以不同速率作等速旋转状态下的气动特性,为飞机尾旋特性的分析和预测提供必要的气动参数.该装置采用双立柱弧形轨结构形式,采用网络一体化试验管理和控制模式,不但能够开展旋转天平试验,而且还具备动导数试验、大迎角试验、旋转/振荡耦合试验等功能.主要介绍旋转天平试验装置系统组成和设计,分析了引导性试验结果,最后给出了结论.     

利用单色装置的部分偏振化测定二向色性研究

介绍了测量红外二向色性的一种新方法，利用单色装置的部分偏振化测定二向色性。根据双光路红外分光光度计的结构特点以及红外吸收规律，文中论述了利用单色装置的部分偏振化测定二向色性的可能性，并从红外二向色性原理和马吕斯定律出发，导出了用部分偏振光测定二向色性时透射率之间的关系式，与实验结果符合得很好。     

激波风洞超燃冲压发动机推力测量技术研究

为满足高马赫数超燃冲压发动机研制的需求,在激波风洞中开展了超燃冲压发动机推力测量技术研究工作,采用压电式推力测量天平测量了超燃冲压发动机模型上的推力。根据试验模型的受力特性进行了天平设计与校准研究,并在激波风洞中开展了验证性试验。在天平设计中,采用有限元力电耦合分析方法对天平性能进行了预估。分析结果表明:天平主分量的灵敏度可达到17.447 mV/N,一阶振动模态可达到1022.40 Hz。在验证试验中,分别测量了超燃冲压发动机模型在喷注和不喷注燃料条件下的推力。试验结果表明:在2种试验状态下,发动机阻力差值最大约220 N,说明设计的压电式推力测量天平可分辨出不同试验条件下作用在发动机上的推力大小。     

高温燃气引射系统对接试验验证

引射系统是化学激光器排气系统的核心组件。为提高排气系统引射效率并适应小型化、经济性等要求，提出一种采用燃气发生器产生高温燃气的引射气源方案，建立了"基于航空发动机单喷嘴燃烧室结构的燃气发生器+两级超声速引射器"组合的引射系统试验平台，开展了燃气发生器独立热试车，并实现了与引射器的对接试验。结果表明:燃气发生器点火可靠，运行稳定；在高温燃气的引射作用下，引射器启动迅速，工作平稳，各项性能指标优于设计值；引射燃气温度一定范围内的变化基本不影响引射器工作性能。相关研究结果可为引射系统方案设计及选取提供参考。     

一种月球样品容器承力结构的改进设计

月球取样是我国探月工程三期的核心计划内容,月球样品容器是获取样品的关键部件之一,月球样品容器在整个飞行过程中要经受各种复杂动力学环境,它的承力结构是保证样品容器不会因力学环境而失效。为了减轻重量,样品容器采用了一种框架式承力结构,本文对这种承力结构的设计进行了改进,通过理论分析和仿真验证,证明了这种改进后的承力结构的合理性。