并列双圆球数值模拟

为了研究不同间距下并列双圆球的相互作用以及对尾涡和湍动能的影响,本文选取在L=2.0~4.0D之间的五个间距进行了数值模拟,计算均在Rep≈1000的条件下进行。结果表明:在流向上,双圆球彼此相互抑制其背风面流体的流向输运;在垂直流向的周向上,并列双圆球彼此增强背风面流体的周向输运。当圆球间距L≥3.0D时出现二次涡。湍动能的增量与圆球间距近似成二次方规律。     

基于FPGA的高准确度数字频率信号源设计

介绍了直接数字频率合成技术的实现方法,分析了其优越的技术特性。根据其特性,利用FPGA设计了高准确度的数字频率信号源。仿真结果表明,与传统的信号源相比,使用该方法实现的信号源,其信号种类多,准确度高,满足测试设备数字化、软件化的趋势。     

火星磁层顶形成和变化的理论研究

考虑太阳风动压与行星电离层中的带电粒子热压及磁压之和平衡，建立了有大气（电离层）的行星磁层顶形成的理论模型，结合卫星对火星的观测数据，对子午面内向日侧火星磁层顶位形进行了数值计算和分析，研究了火星磁层顶位形及其与太阳风动压之间的变化关系．结果认为，火星磁层顶位形与地球磁层顶相似．太阳风动压越大，火星磁层顶越靠近火星；太阳风动压越弱，火星磁层顶越远离火星．根据火星内秉磁矩从古到今逐渐减小的观点，探索了大尺度磁场（内禀磁矩）对火星磁层顶的贡献作用，结果认为大尺度磁场越强，火星磁层顶越远离行星．这对于进一步研究火星磁层的长期演化以及其他行星磁层的位形变化都具有重要的意义．     

Exploration and implementation of commonality valuation method in commercial aircraft family design

Commercial aircraft family design can reduce development costs, shorten development cycles, and expand the market coverage of aircraft. Commercial aircraft family development has become one of the most important features of modern aircraft design. This paper explores the effects of commonality on different aircraft models in a commercial aircraft family. The existing product commonality indexes are summarized and their limitations in the application to aircraft design are discussed. Then a new component commonality index is proposed based on the component decomposition structure. A model for calculating the aircraft program value is established,which considers development costs, manufacturing costs, sale price, operation costs and residual costs. The effects of aircraft commonality on time and economic costs of both development and manufacturing, and on sale price, are analyzed and quantified. The commonality evaluation strategy is obtained, which features comprehensive consideration of the aircraft program value and time costs. The break-even analysis of aircraft is proceeded on the basis of costs and price data. By using a real option method, the strategy considers the uncertainty of the aircraft program and the flexibility of the manufacturer. This strategy proves to be rational and applicable to aircraft design based on the calculation of three examples and the analysis of parameter sensitivity.     

基于微型涡喷发动机热喷流的无源流体推力矢量喷管的控制规律

流体推力矢量喷管型面固定、活动部件少、结构重量轻，能够为高机动飞行器提供有效的飞行控制手段，但无源流体推力矢量喷管热喷流的偏转控制规律尚未完全掌握。为了推进无源流体推力矢量技术的实用化，本文设计研制了适用于微型涡喷发动机的耐高温喷管模型，对该喷管在微型涡喷发动机热喷流状态下的控制规律进行研究。利用非接触光学显示和测量手段——红外热成像拍摄和粒子图像测速（PIV）技术对主射流流动特性进行研究，获得流动矢量角随二次流控制阀门闭合度变化的控制规律；利用六分量盒式天平测力实验研究无源流体推力矢量喷管的力学特性，获得推力矢量角随二次流控制阀门闭合度变化的控制规律。研究结果表明：该构型喷管在微型涡喷发动机热喷流下主射流连续可控偏转，最大流动矢量角为-12.3°/12.3°，最大推力矢量角为-12.9°/12.8°，控制规律接近线性，不存在主射流偏转突跳问题。     

双脉冲瞬态散斑全场测量方法研究CSCD

散斑测量技术在瞬态振动过程测量中具有不可或缺的重要地位。提出双脉冲瞬态散斑全场测量技术，解决了双脉冲激光器与双曝光相机的时序同步的关键技术，设计了基于双脉冲激光器的瞬态散斑光路系统，搭建了双脉冲瞬态散斑全场测量系统，从而实现了（2~800）μs 时间间隔内连续可调的瞬时振动形貌的测量。     

跨介质航行器波浪环境入水流场演变和运动特性研究

跨介质航行器是一种既可以在空中飞行又可以在水下潜航的新概念航行器,基于仿生学原理,提出一种通过改变外形实现水空介质跨越的航行器模型,通过入水试验装置和计算流体动力学方法,对航行器带攻角从空气到水的介质跨越过程进行了试验和数值仿真研究,得到了跨介质入水过程航行器的运动姿态和入水空泡形态,并通过数值仿真得到了航行器的升力、阻力、速度和加速度演化规律。同时基于数值模拟方法对有波浪情况和静水情况下航行器入水过程空泡演变以及运动特性进行对比。结果表明:提出的航行器构型在水中具有较好的姿态调整能力,波浪的有无和波高的不同都会对航行体入水运动特性造成影响。     

基于最小一乘的跑道入口高度计算

跑道入口高度是关系着飞机能否安全着陆的关键参数,在其计算中需要采用曲线拟合预测的方法。目前大多是采用基于最小二乘准则的拟合方式。由于最小二乘准则的局限性,当下滑道随机误差不满足正态分布,在飞行数据中出现异常点时会给预测带来较大误差。将最小一乘方法引入到跑道入口高度计算问题中,提高了算法的稳健性,很好地克服了这一问题。     

高阶谐波控制对旋翼桨-涡干扰载荷和噪声的影响

直升机小速度平飞和斜下降飞行时会产生严重的桨-涡干扰(BVI)噪声。基于修正Beddoes尾迹/桨叶动力学耦合方法和Farassat 1A公式,建立了一个新的能够计入高阶谐波控制(HHC)影响的旋翼桨-涡干扰气动载荷和噪声计算模型。在该模型中,高阶谐波控制引起的桨尖涡附加位移通过对高阶入流进行时间积分推导得出,而单一阶次的谐波输入引起的各阶谐波响应通过传递函数来确定,传递函数则由桨叶的动力学特性计算。首先对HARTⅡ旋翼斜下降飞行状态的桨-涡干扰气动载荷进行了计算模拟,验证了所建立方法的可靠性。然后,着重研究了在典型的三阶谐波桨根激励下,不同输入相位对HARTⅡ旋翼桨-涡干扰气动载荷和噪声特性的影响。结果表明:桨叶的动力学特性尤其是扭转特性对高阶谐波控制效果影响显著,且高阶谐波输入的相位选择对桨-涡干扰噪声的控制至关重要,若控制相位选择不当,反而会增大旋翼噪声。     

A coupling VWM/CFD/CSD method for rotor airload prediction

A coupling fluid-structure method with a combination of viscous wake model(VWM),computational fluid dynamics(CFD) and comprehensive structural dynamics(CSD) modules is developed in this paper for rotor unsteady airload prediction. The hybrid VWM/CFD solver is employed to model the nonlinear aerodynamic phenomena and complicated rotor wake dynamics;the moderate deflection beam theory is implemented to predict the blade structural deformation; the loose coupling strategy based on the ‘delt method' is used to couple the fluid and structure solvers.Several cases of Helishape 7A rotor are performed first to investigate the effect of elastic deformation on airloads. Then, two challenging forward flight conditions of UH-60 A helicopter rotor are investigated, and the simulated results of wake geometry, chordwise pressure distribution and sectional normal force show excellent agreement with available test data; a comparison with traditional CFD/CSD method is also presented to illustrate the efficiency of the developed method.