空间通信与BATS码：天成之合

创新通信技术在国家重大空间技术开发计划中有着巨大的需求。本文综述了基于网络编码的空间通信技术，旨在探索未来基于网络编码的空间通信技术的可行性和潜力。首先讨论了空间通信的特点，并给出了不同编码方法的概述；详细介绍了基于网络编码的批量稀疏编码（BATS码）创新技术。BATS码作为一种潜在的应用技术可以很好地解决多跳中继网络中严重丢包问题；给出一个BATS码原型设计和实现，实验结果证明BATS码比现有技术具有明显优势；最后，讨论了BATS码在空间通信中的应用前景。     

异形腔体压电声衬声学性能

为提高压电声衬对低频噪声的抑制范围,对声衬腔体进行结构优化。利用平面波理论构建了两种曲线管道的声学物理模型,并分别建立了两种模型的传递矩阵,以此作为异形腔体亥姆霍兹共振器传递损失计算的理论依据,并通过仿真验证其正确性。结合压电振子的形变对声衬进行有限元仿真分析,结果表明:在压电振子施加500V驱动电压时,两种声衬频率偏移量分别为115Hz和120Hz。与圆柱形腔体声衬进行对比结果表明:在相同腔体厚度范围内,由曲率越大的曲线所生成的腔体,在相同驱动电压条件下,频率变化率越高,这为今后对声衬腔体结构优化提供一种有效的依据。      

针对旋翼流场模拟的自适应网格算法

针对基于格心格式求解器的旋翼流场模拟,提出了相应的自适应笛卡尔网格的数据存储结构及自适应算法。给出了相应的单元处理策略,简化了对自适应笛卡尔网格的处理;对于频繁的自适应加密过程中产生的大量重复点,采用了高效的交替数字树算法(Alternating digital tree,ADT)予以删除;对于自适应疏化过程中产生的大量无用点,提出了标记-删除-移动(Mark,delete,move,MDM)算法予以快速地删除,减少了不必要的计算资源消耗。对CaradonnaTung旋翼在不同悬停状态下进行了模拟验证,对比了压力分布系数与桨尖涡位置。之后对HELISHAPE 7A旋翼在前飞情况下进行了模拟验证,计算值与实验值吻合。此外,求解器对桨尖涡的捕捉效果得到了明显的提高,表明本文方法具有良好的有效性与鲁棒性。     

一种评定固体推进剂燃烧效率的方法——爆热效率

针对当前理论爆热仅有概念没有计算实例的现象，通过测试不同样品量的推进剂定容爆热并对最佳质量的燃气进行气相色谱实验，分析了最小自由能法计算推进剂燃烧产物的应用界限。研究认为，最小自由能法只能用于计算发动机燃烧室高温下的绝热定压燃烧产物，不适用于计算常温下的爆热产物。提出并明确了推进剂理论定压和定容爆热的计算方法；建立并验证了降温到298K燃烧产物的确定方法。针对当前推进剂燃烧效率大多为定性评判的现象，将爆热效率定义为实际定容爆热与理论定容爆热之比，用来定量表征推进剂的燃烧效率，可以实现用少量推进剂对其燃烧效率进行综合评判，尤其适用于推进剂配方研制阶段。     

带辅助进气的二元超声速进气道低速特性

通过飞行试验，研究了带辅助进气门的二元超声速进气道在亚声速低马赫数飞行时的内部流场分布及进气畸变等特点。结果表明，辅助进气流与进气道内主流掺混会在进气道内辅助进气门下游区域产生低总压区，引起畸变增加、总压恢复下降，并且进气量及引起的畸变随发动机转速的增大而增大，随马赫数的增加而减小，随飞行高度的变化则无显著差异；同时，侧滑角向左及向右增大时辅助进气产生的低压区范围以及进气畸变也会增大，而迎角变化时进气畸变及总压恢复变化不明显。另外，通过分析各试验点进气道出口低总压区的变化与流量系数的关联，确定了该型进气道辅助进气门打开及关闭状态对应的工作范围。     

未来机床制造业发展探析

<正>机床产业发展的主导模式,将从注重产量和价格优势,向构建产品创新和品质方向发展。创新将基于新加工工艺方法的研究、机床结构性能试验和关键件制造的精巧技艺,而优良的品质将得益于精益制造实施和可靠性及精度保持性的测评与控制。     

基于自适应非结构嵌套网格的旋翼流场模拟

针对直升机旋翼CFD仿真的复杂性,提出了改进的适合于格心格式求解器的非结构嵌套网格算法。采用自适应网格技术在旋翼流场仿真的整个过程中进行网格的自适应加密和疏化操作,以更好地捕捉桨尖涡等流动细节。对于频繁的自适应过程中产生的大量重复点和无用点,采用了高效的交替数字树算法(Alternating digital tree,ADT)和标记-删除-移动算法(Mark,delete,move,MDM)进行删除,节约了不必要的存储。针对格心格式的求解器,采用了基于梯度的网格间插值方式,简化了网格间数值传递的复杂性,同时不降低求解器的精度。对CaradonnaTung旋翼悬停算例和HLISHAPE 7A旋翼悬停算例进行了模拟验证,计算值与实验值吻合,表明本文建立的方法具有良好的鲁棒性和有效性。最后,与未采用自适应时求解器对桨尖涡的捕捉效果进行了对比,结果表明本文所采用的方法可以明显地提高求解器对桨尖涡的捕捉。     

探测器安装结构对航天器壁温测量的影响分析

针对飞行试验中飞行器薄壁壳体测量温度与预测温度存在较大差异这一问题，采用气动热工程算法结合热传导计算方法，分析了测温探测器安装结构对测点温度的影响，并提出了改进措施。结果表明:对于薄壁结构飞行器在上升段有气动加热、其表面处于升温过程或热量由壳体表面向内部传导时，测温探测器安装结构对测点温度基本无影响。但当飞行器处于飞行中段，在辐射散热、表面温度低于壳体内部温度造成热量由壳体内部向外表面传导时，测点温度受原探测器安装结构影响明显，测量温度明显低于不装探测器时的预测温度；而采用本文提出的探测器安装方案，可明显降低对测点温度的影响，在飞行器的测点位置最大影响小于0.5K。     

IIR数字滤波器的序列约束Chebyshev设计方法

 进行无限冲击响应(IIR)数字滤波器的无约束Chebyshev设计时,得到的滤波器幅值响应通常在过渡带存在明显过冲现象,且通带边缘的群延迟误差较大。本文提出一种序列约束Chebyshev(SCC)方法,在通带和阻带最大频率响应(FR)误差小于某给定值ρ的条件下,使过渡带频率响应误差(相对某个具有单调幅值特性的过渡响应函数)的Chebyshev模最小,并通过收缩和对分找出ρ的最小值。该方法不但可以使通带和阻带最大频率响应误差尽可能小,还能减小过渡带幅值响应的过冲以及带边群延迟误差。仿真实例表明了该方法的有效性。     

航天飞机放飞日本"希望"

在欧洲哥伦布实验舱与国际空间站成功对接后,美国航天飞机紧接着的主要任务是放飞日本"希望",为国际空间站继续添砖加瓦.从2008年3月11日起,美国航天飞机将分3次发射日本希望号实验舱与国际空间站对接,即先发射希望号实验后勤舱增压段,然后发射希望号实验舱增压舱和遥控机械臂,最后发射暴露设施和实验后勤舱暴露段.