CJ818客机机翼防冰范围的确定及防冰热载荷计算

通过数值计算的方法,对CJ818客机机翼周围的流场和水滴运动轨迹进行了计算;介绍了水滴撞击特性的计算方法,编写程序计算了机翼的水滴撞击特性,并据此确定出机翼的防冰范围;分析了防冰表面热流的组成,并给出了每种热流的计算方法,在此基础上编写程序计算得到了CJ818客机机翼的防冰热载荷。     

振动对液滴撞击壁面铺展特性的影响

在航空航天领域的喷雾冷却过程中，被冷却器件时常处于振动状态，因此确定振动对喷雾冷却液滴撞击壁面动态行为的影响有重要意义。基于VOF方法和动网格模型建立了液滴撞击垂直简谐振动壁面的数值模型，研究了壁面振幅、频率和初始相位角对铺展特性的影响。结果表明，相同撞击条件下，壁面振动不仅影响着最大铺展因子和铺展时间的大小，还会使液膜发生断裂抑制和飞溅行为；初始相位角为0°时，铺展时间随振幅和频率的增加而减小；最大铺展因子随振幅的增加一直增加，振幅较小时，最大铺展因子随频率的增加先增加后减小，在共振频率处取得最大值且减小程度随振幅的增大逐渐降低，振幅较大时，最大铺展因子随频率的增加变为一直增加；铺展时间和最大铺展因子随初始相位角的变化趋势主要与频率有关，频率较小时，初始相位角对铺展时间和最大铺展因子无明显影响，随着频率的增加，铺展时间先后在180°和90°相位最大，最大铺展因子先后在0°和180°相位最大。     

纳米隔热材料的热导率变化规律

为认识和掌握纳米隔热材料的热导率变化规律,以正硅酸乙酯(TEOS)为硅源、炭黑为遮光剂、石英纤维为增强体,采用溶胶-凝胶工艺结合超临界干燥技术制备了纳米隔热材料,并采用热导率测试仪、N_2吸附-脱附、SEM、激光粒度仪对材料进行了表征。测试结果表明:未添加炭黑的材料常压热导率随表观密度的变化以203 kg/m~3为分界点,分界点之前随表观密度的增大线性降低,分界点之后则随表观密度的增大线性升高,并且后一阶段较前一阶段变化快。孔隙率相同时,常压热导率随炭黑含量的增加先降低后稍有升高,极限真空热导率逐渐降低,而常压条件下的气相热导率增大。在半对数坐标系中,气相热导率随环境气压的下降而降低,并且依据降低速率可以划分为三个阶段,101.325～30 kPa之间下降最快,且变化值约为6 mW/(m·K);30～0.1 kPa之间下降较快,且变化值约为2 mW/(m·K);0.1～0.01 kPa之间下降最慢,且基本可以忽略不计。材料常压热导率最低值为16.62 mW/(m·K),添加5wt%的炭黑后可以进一步降低至14.50 mW/(m·K)。     

基于量子增强的光学测量技术综述

量子技术赋予科学家直接操纵光子的能力,与传统的光辐射体系相比,测量精度得到了飞跃性的提升。但是,这种测量的精度极限在哪里?能否实现准确度更高的测量?针对上述问题,从量子测量理论切入,综述了近年来相关研究对量子测量不确定度极限的探索,并对其中涉及到的具体技术方法给出简明阐述,回顾了与计量学相关的量子光学基本工具和技术,描述实现量子增强光学测量的主要协议和策略,并总结了该领域的主要实验成果和突破。最后,探讨了为推动量子光学计量技术,未来仪器领域应重点发展的重点方向。     

基于PSO-ELM的卫星导航欺骗式干扰检测CSCD

近年来,卫星导航系统在军事监测、精细农业、交通监控、资源勘探、灾害评估等领域得到了广泛应用,但由于卫星导航信号结构公开且到达地面时强度微弱,卫星导航系统极易受到各种各样的干扰,其中欺骗式干扰因具有较强的隐蔽性,对卫星导航系统构成巨大的安全威胁。传统的欺骗式干扰检测方法大多采用单一参数进行检测,具有一定局限性。考虑到欺骗干扰源在欺骗过程中会引起一系列参数变化,构造了一个多参数输入的卫星导航欺骗式干扰检测模型,即将多个特征参数作为极限学习机(ELM)的输入,并通过训练和学习将真实信号与欺骗信号区分开,从而实现欺骗式干扰检测。同时,利用粒子群优化(PSO)算法优化ELM中的输入权值矩阵和隐层偏置,改善由于网络参数随机生成导致分类精度低的问题。仿真实验证明了该方法在卫星导航欺骗干扰检测方面的可行性和有效性。     

飞机热气防冰系统研究

介绍了飞机热气防冰系统的应用背景及基本结构，回顾了其发展历程及国内外研究现状.从防冰表面水滴撞击特性计算、蒙皮外部结冰/溢流水模型建立、热气防冰腔内部结构参数研究以及多物理场防冰表面内外耦合仿真这4个关键问题角度，分析了热气防冰系统的主要研究内容.分析表明:准确预测三维溢流冰形成过程、优化热气防冰腔内部结构参数、确定防冰安全边界和防冰裕度以及冰风洞防冰系统实验的参数缩比等关键研究点是热气防冰系统的发展趋势.      

全动翼面间隙非线性气动弹性响应分析

战斗机全动翼面操纵系统中普遍存在间隙，其非线性特性不但影响系统地面振动试验数据的有效性，而且可能导致飞行器气动弹性稳定性边界产生偏差，因此有必要开展考虑间隙非线性的气动弹性响应分析研究。以全动翼面旋转方向间隙为研究对象，基于虚拟质量法线化模态振型，建立一组可以表达整个响应域变形的统一模态振型；采用有理函数拟合，将频域非定常气动力转换到时域；研究分析不同间隙参数对应的极限环响应特性。结果表明：当全动翼面结构系统中存在间隙时，在低于线性颤振边界的特定飞行区域，翼面会出现非线性极限环振荡现象，间隙参数会影响极限环振荡幅值、频率以及限环振荡的进入临界速压和发散临界速压。     

航空发动机进口支板外部热气膜对水滴撞击特性的影响

设计了4种不同气膜缝角度的防护结构，发展并验证了基于欧拉法框架的水滴撞击算法，针对直径为20μm的过冷小水滴，定量分析了气膜缝角度和吹风比对支板壁面水滴撞击特性的影响规律.研究结果表明，外部热气膜射流对水滴有明显吹袭作用，导致壁面平均局部水收集系数和撞击极限减小，而且气膜缝开孔位置越靠近支板前缘，吹袭水滴效果越明显.4种结构的平均局部水收集系数与无气膜缝结构相比分别下降了82%，8%，1%和0.5%.此外，吹风比增大会导致前缘最大局部水收集系数和撞击极限的减小变明显，尤其是气膜缝角度为5°结构的水滴撞击特性受吹风比影响最显著.前缘区域局部水收集系数呈现了相似的分布规律；支板后部区域，当吹风比增大到一定程度时，水滴被完全吹除.      

水滴撞击冻结过程的数值模拟研究（英文）

利用发展起来的数值算法模拟了微尺度水滴在冷表面上的撞击冻结过程，采用格子玻尔兹曼通量求解器计算流场，应用相场方法追踪水气界面，基于焓模型确定冰水界面。通过与实验对比水滴在表面上撞击冻结过程中的外形，验证了数值方法的准确性与可靠性。本文研究水滴动态冻结过程时考虑了水滴尺度、撞击速度及冷板温度3个因素的影响。结果表明，水滴底部冻结限制了水滴在表面上铺展后的弹跳过程，可能形成帽子状的形态。水滴撞击速度增加，冰层在水滴径向上发展更快，水滴与表面间的传热增强。另外，温度控制着水滴中心的动力学过程，当表面温度更低，水滴可能会在中心出形成凹坑。通过对水滴内部温度分布情况分析可知，热流密度随着离冷表面距离的增加而降低。随着结冰增长，水滴轴线上逐渐降低的温度与冷表面温度呈非线性关系，表面温度越低，由于温差增加，冰层内部的无量纲温度变得越低。     

图片新闻

2010年6月28日，ARJ21-700飞机全机稳定俯仰（2．5G）情况极限载荷静力试验在西安阎良圆满完成。图为ARJ21-700飞机进行全机稳定俯仰（2．5G）情况极限载荷静力试验