一种确定模拟的行星际MHD激波局地参数的新方法

简要阐述了分析模拟的行星际磁流体力学（MHD）激波的局部性质时，采用无厚度局部平面激波这一假设的合理性，说明了在激波未扰动区域（激波上游），物理量在几个小时内的变化很小这一事实，利用平面激波的分析方法，提出了分析模拟的行星际MHD激波的新方法，包括激波位置的确定，上下游状态参数的选择，激波局部参数的计算以及激波的分类，最后应用这种方法对一个二维的MHD模拟结果进行了分析。结果证实了过去文献关于磁流体力学混合激波空间连接和时间演化的链式规则，而且说明位于太阳赤道附近的慢激波和中间激波最终会发展为快激波。     

机翼后缘连续变弯度对客机气动特性影响

后缘连续变弯度机翼在提高民用客机气动特性方面有较大的潜力,近年来被广泛关注。基于建立的全局优化设计系统,研究了机翼后缘连续变弯度对宽体客机翼身组合体气动特性的影响。首先,采用自由型面变形(FFD)技术建立了后缘连续变弯度的参数化方法。然后,采用RANS方程作为流场评估方法,针对翼身组合体构型设计点附近升力系数开展了机翼后缘连续变弯度气动减阻优化设计。最后,探索了仅外翼段后缘连续变弯度和内外翼后缘均连续变弯度优化设计结果的异同。优化结果表明,升力系数小于设计升力系数时,在只考虑外翼段后缘连续变弯度的设计中,不易实现激波阻力和诱导阻力同时降低,考虑内翼段后缘连续变弯度后,减阻量较前者更为明显;升力系数大于设计升力系数时,外翼段和内外翼的后缘偏转均可实现诱导阻力和激波阻力的同时降低,且减阻量相差不大。     

星载L波段宽带低噪声放大器芯片设计

基于0.25μm 砷化镓赝品高电子迁移率晶体管（GaAs pHEMT）工艺，设计了一款应用于星载微波接收机的L波段单片微波集成电路（MMIC）低噪声放大器（LNA）。该低噪声放大器采用电流复用拓扑结构，降低了芯片的工作电流，节省了宝贵的卫星能量资源；通过两级负反馈方式优化了器件的稳定性和增益平坦度，提高了卫星通信质量；恒流源的偏置结构使得工作电流随工艺波动较小，芯片维持在稳定的工作状态下。测试结果表明：该放大器工作电流为35mA，在频率范围0.9~1.8GHz内，增益大于33dB，噪声系数小于0.6dB，增益平坦度小于0.5dB；芯片尺寸为2.0mm×1.3mm，满足航天产品的高性能小型化应用需求。     

1994年2月21日行星际激波引起的磁暴

利用Imp-8,Geotail和Goes-6等卫星资料,研究了1994年2月21日0900UT到达地球磁层的行星际激波引起的磁暴期间,从太阳风向磁层传输能量的有关问题.结果指出:（1）南向行星际磁场（IMF）的长持续时间不是太阳风向磁层输能的必要条件.南北振荡的,较强IMF也能产生显著的能量传输;（2）行星际扰动磁场通过弓激波和磁层顶后扰动磁能增加,增幅将近5倍;（3）在磁层内扰动磁场的Bz分量在1×10-4Hz附近显著被吸收.这一低频扰动磁场可能是磁暴期间导致氧离子和质子等环电流粒子向内扩散并被加速的原因之一.     

利于翼型优化设计的超临界翼型参数化方法

为减少超临界翼型优化中的设计变量,消除优化结果的不光顺现象、保证C₂连续,在优化过程中控制翼型几何特性的变化范围,设计出了由4条首尾相接的有理Bézier曲线表示的超临界翼型的翼型参数化方法,该方法对翼型数据的参数化过程中主要运用了Bézier曲线拟合算法与SPSA(Simultaneous Perturbation Stochastic Approximation)优化算法,并在Bézier曲线拟合算法中使用了有别于常用方法的数据点参数选择方法.将这种超临界翼型参数化方法与优化算法结合便可实现翼型优化设计,其中的设计变量为21个,优化结果不仅光顺且满足C₂条件,通过设定设计变量变化范围便可控制相应的翼型前缘半径、上下弦最高最低点的位置与曲率、尾部契角等几何特征.      

压力传感器动态特性参数不确定度评定

压力传感器动态特性参数的不确定度是表征其动态测量性能的重要指标。提出了一种压力传感器动态特性参数的不确定度评定方法。首先,使用激波管动态校准系统产生阶跃压力信号激励压力传感器,得到传感器的输出信号;其次,采用基于经验模态分解（EMD）的传感器输出信号预处理方法,减小动态校准过程中噪声的影响;然后,根据传感器的输入输出信号,采用自适应最小二乘法建立压力传感器的数学模型,进而得到其时频域动态特性参数;最后,针对重复校准实验得到的动态特性参数序列的小样本特点,采用自助法计算参数的扩展不确定度和相对不确定度。采用激波管系统对压力传感器进行多次重复动态校准实验,计算时频域动态特性参数的不确定度,并与现有方法进行对比。实验结果表明:本文方法可以弥补贝塞尔法在处理小样本量数据中的不足,且与蒙特卡罗法的不确定度评定结果相对误差小于10%,说明本文方法可以有效地评定压力传感器动态特性参数的不确定度。分析时频域动态特性参数的相对不确定度得到传感器的工作频带和超调量受噪声的影响较大,为动态校准实验条件的改善提供了重要依据。      

基于宽带调制信号的无源互调测试研究

随着收发共用和数字调制技术（如BPSK、QPSK）在卫星通信中大量使用，原有的连续波（continous wave,CW）无源互调（passive intermodulation，PIM）测试系统存在验证不充分的问题。设计了宽带调制信号PIM测试方法改进了原有的测试系统，通过采用通道功率测试PIM，测试研究结果表明BPSK、QPSK数字调制无源互调量值均高于连续载波信号2~9dB，考虑到卫星运行可靠性，采用数字调制宽带工作模式改进原有测试系统后更接近实际工作方式，提高了地面验证可靠性。     

基于CEA-GA的多无人机三维协同曲线航迹规划方法

针对多无人机协同航迹规划求解计算复杂度高，收敛效率差等问题，提出一种基于混沌精英适应遗传算法（CEA-GA）的多无人机三维协同曲线航迹规划方法。利用层级规划思想，建立基于单机规划层-航迹平滑层-多机协同规划层的多无人机三维协同曲线航迹层级规划模型，将复杂约束规划问题分解为子函数优化求解问题，减小计算量；考虑到遗传算法（GA）求解高维复杂约束优化问题存在的性能局限，采用Tent混沌映射均匀初始化种群，以扩大个体搜索空间，丰富种群多样性，在此基础上，通过引入自适应遗传算子平衡算法的全局搜索与局部开发能力，帮助个体跳出局部最优，并采用适应度动态更新策略进一步提高算法的局部探索能力和收敛速度。将精英保留策略引入GA以更好地保证改进算法的全局收敛性。将CEA-GA应用于模型求解，仿真实验结果表明：CEA-GA具有较强的鲁棒性、较好的寻优性能和收敛效率，且能够为集群规划满足约束条件的协同曲线航迹，从而验证了所提方法的有效性和CEA-GA的优越性。     

联合太阳和行星际物理参数预测行星际激波能否到达地球

选取第23太阳活动周（1997—2006年）期间542例由太阳爆发活动驱动的行星际激波事件,分析确定了太阳源头和行星际空间中影响行星际激波能否到达地球轨道的关键物理参数;在此基础上,建立了预测行星际激波能否到达地球的新预报模型（EdEaSPM）. 回溯预报结果表明,EdEaSPM模型的预报成功率约为66%,略高于国际一流预报模型的预报成功率;EdEaSPM模型的虚报率未超过50%,改善了当前国际主流模型虚报率较大的情况;对于偏度指标,虽然当前所有模型的偏度值均大于1,但EdEaSPM模型的偏度值最接近于1且明显小于其他模型的偏度值;EdEaSPM模型的其他评价指标也都高于国际主流模型的相应指标. 此外,选取2012年期间的激波事件对EdEaSPM模型进行了预报检验,预测结果与实际情况吻合. EdEaSPM模型不仅能够提前约1～3天进行预报,而且预报效果与国际一流模型具有可比性,尤其是在提高预报成功率及降低虚报率方面具有一定优势.      

用反圆环面刀加工变曲率过渡曲面原理

基于宽行加工理论和广域曲率吻合原则,提出一种利用圆环面内侧作为刀具工作面的反圆环面刀具宽行加工叶片进排气边的新方法.该方法通过优化刀具摆角使具有定母圆半径刀具工作面的包络面充分逼近叶片进排气边曲面,从而使刀具能在给定的精度范围内以最大行宽和最少刀轨行数加工出进排气边.最后,以某型号发动机叶片的进气边为例进行了加工实验.结果表明该方法能够大幅提高进排气边的加工质量,且反圆环面刀的加工行宽比球头刀提高了5倍.     

静叶角度调节对组合压气机性能优化机理

采用流线曲率法求解组合压气机的准三维流场,在叶片排前后缘及中间设置计算站,使用样条函数拟合流线;根据组合压气机结构特点,发展了适合其特性计算的损失、落后角模型及计算程序;将特性计算程序与导、静叶角度优化调节方案相结合,确定出不同设计转速下,导、静叶最佳调节角度组合.在90%设计转速,近最高效率点处,利用全三维的数值模拟手段分析了组合压气机导、静叶最佳角度调节前后流场结构变化.研究结果表明:导、静叶角度调节削弱了压气机叶片排中的激波强度,减少了损失,同时能抑制气流的分离,明显改善组合压气机的流场结构.      

Form-finding analysis and optimization of cable membrane structure based on iterative correction of tension process

The current form-finding analysis of cable membrane structures does not consider the actual tensioning process, thus leading to a difference between the form-finding prestressed and tensioning working states. It will affect the morphology accuracy of membrane structures in use, especially in the field of space structures. This work proposes a form-finding optimization method based on the iterative correction of the tensioning process, which considers membrane stress and edge shape optimizations in order. The method focuses on two evaluation indices: the average membrane stress difference and the root mean square (RMS) of the position difference of the edge cables. This sequential optimization analysis is illustrated based on the examples of a sunshade structure for aerospace applications. The results show that these design requirements on the two evaluation indices can be satisfied after one membrane stress optimization and one edge shape optimization. Subsequently, the influence of the seams on the optimization analysis of tensile cable membranes is also investigated. Although seams increase the inhomogeneity of the membrane stress and edge shape difference, the proposed optimization framework based on the iterative correction of the tension process can still ensure that the design requirement can be satisfied. The work in this paper could form the basis for a high-precision study of tensile membrane structures in space.     

跨声风扇转子的BVF气动优化方法

将加功量作为目标函数并结合边界涡量流BVF (Boundary Vorticity Flux)这 个诊断因子,对某高性能跨声风扇转子进行了优化.通过基于局部动力学的BVF诊断可以捕 捉到流场分离流动在叶片表面上的物理根源,可以清晰的显示出激波结构.尽管优化后加功 量增大,但因为BVF分布改善,激波结构和分离流动被良好地控制.三维粘性N-S(Navier-S tokes)程序计算结果表明,风扇转子在近峰值效率工况下压比提高了7.69%,效率提高了1.9 2%,在全工况范围转子性能都得到了较大提升.基于BVF诊断的优化手段在风扇/压气机的优 化中可起到很大的作用.      

旋转状态下涡轮叶片前缘的流动与换热

用数值模拟的方法对旋转状态下涡轮叶片前缘冷却结构进行了数值研究,该结构由进气腔、叶片尾缘块和前缘块构成,对此结构不同的旋转速度情况进行了计算,根据计算结果分析了旋转对涡轮叶片前缘流动与换热的影响.计算结果表明,旋转状态下带气膜出流的冲击流动中,前尾缘冲击面的换热随着转速的增加而减小,且尾缘冲击面的换热比前缘冲击面的换热要好;同时前尾缘冲击面换热的差别随着转速的增加将越来越小.     

Waveform-based spaceborne GNSS-R wind speed observation: Demonstration and analysis using UK TechDemoSat-1 data

This paper explores two types of mathematical functions to fit single- and full-frequency waveform of spaceborne Global Navigation Satellite System-Reflectometry (GNSS-R), respectively. The metrics of the waveforms, such as the noise floor, peak magnitude, mid-point position of the leading edge, leading edge slope and trailing edge slope, can be derived from the parameters of the proposed models. Because the quality of the UK TDS-1 data is not at the level required by remote sensing mission, the waveforms buried in noise or from ice/land are removed by defining peak-to-mean ratio, cosine similarity of the waveform before wind speed are retrieved. The single-parameter retrieval models are developed by comparing the peak magnitude, leading edge slope and trailing edge slope derived from the parameters of the proposed models with in situ wind speed from the ASCAT scatterometer. To improve the retrieval accuracy, three types of multi-parameter observations based on the principle component analysis (PCA), minimum variance (MV) estimator and Back Propagation (BP) network are implemented. The results indicate that compared to the best results of the single-parameter observation, the approaches based on the principle component analysis and minimum variance could not significantly improve retrieval accuracy, however, the BP networks obtain improvement with the RMSE of 2.55 m/s and 2.53 m/s for single- and full-frequency waveform, respectively.     

无人直升机LPV控制律设计

针对无人直升机航迹控制要求,提出一种基于线性变参数(LPV)控制理论的无人直升机一体化式飞行控制律设计方法,通过速度、侧滑角、高度和偏航角控制通道的显模型跟踪控制,实现无人直升机航迹控制。建立了无人直升机高阶非线性动力学模型,模型中考虑了旋翼桨叶挥舞和摆振运动、旋翼动态入流、机体运动之间的运动耦合,用于检验直升机高阶运动特性对控制律性能和闭环系统稳定性的影响。由于无人直升机的非线性动力学模型是典型的周期性系统,基于简谐平衡方法进行无人直升机的配平和模型线性化计算,在速度包线内得到用于控制律设计的无人直升机LPV模型,通过凸函数优化方法求解LPV控制律的参数。基于典型直升机机动,采用数值仿真方法对LPV控制律在传感器噪声影响下的控制性能进行检验,仿真结果表明：LPV控制律在速度包线内具有良好的控制性能和鲁棒性,无人直升机闭环系统在机动飞行中满足给定的性能要求。     

旋转叶片尾缘通道的换热特性

用实验的方法研究了旋转和静止状态下带交错肋和柱肋的涡轮叶片尾缘通道的换热特性.通道截面为楔形,交错肋段上下表面肋错开布置,节距比约为7,柱肋段包含大小两排扰流柱.在实验雷诺数为6 100~33 000,旋转数0~0.6的工况下对比分析了尾缘通道交错肋段和柱肋段的旋转静止换热特性.研究结果表明:静态下,交错肋段前后缘面存在换热差异,且该差异沿程减小;在交错肋充分发展段,旋转增强了后缘面的换热,削弱了前缘面的换热;交错肋段前后缘面叶间处换热旋转下均得到增强;旋转下柱肋段的过渡段尺度减小,换热最强点向低半径处偏移.     

模糊优化在飞机总体设计中的应用

采用线性函数建立了飞机气动力与隐身一体化设计优化目标的满意度函数和约束的满足度函数,用综合加权法建立了多个目标的总满意度函数,研究了机翼平面外形参数和翼身融合参数的气动力/隐身一体化模糊优化设计,并与常规优化方法进行了对比;采用罚函数将约束优化转化为无约束优化,并用单纯形方法求解.