飞机壁板类组件数字化装配柔性工装技术及应用

柔性工装技术是基于产品数字量尺寸协调体系的可重组的模块化、自动化装配工装技术,其目的是免除设计和制造各种零部件(如壁板类、翼梁类组件,机翼、机身部件等)装配的专用固定型架、夹具,可降低工装制造成本、缩短工装准备周期、减少生产用地,同时大幅度提高装配生产率。     

XY-SAS模型对于分离流动的性能分析

XY-SAS(Xu-Yan-Scale Adaptive Simulation)模型是一种新的基于平均涡量的一方程SAS类模型,不但解决了分离涡模拟DES(Detached Eddy Simulation)的雷诺平均N-S方程RANS(Reynolds Averaged Navier-Stokes)-大涡模拟LES(Large Eddy Simulation)交界面问题,而且计算量远小于早期SAS.通过对XY-SAS模型的机理分析,认为该模型克服了早期SAS模型预测的湍流能谱在高波数衰减不足的缺陷,并在分析的基础上对该模型进行了改进,取消了其限制器.选用平板边界层和方柱绕流作为算例,进一步研究了该模型对于稳态流动和大分离流动的性能,数值模拟结果同实验值符合良好,证明XY-SAS模型自身完备,是预测稳态流动和大尺度分离流动的有效方法,实现了涡粘性系数根据当地流动状态动态地自适应调整和光滑过渡.     

印度积极推动导航卫星系统建设

"印度区域导航卫星系统"(Indian Regional Navigation Satellite System——IRNSS)是印度近年重点推动的、具有自主知识产权和独立运行能力的区域性军民两用卫星导航系统研发项目。该项目可为印度提供不依靠美国"全球定位系统"(GPS)等系统的、独立的区域导航定位能力,并且系统的设计也充分考虑到未来与GPS、"伽利略"(Galileo)等系统的兼容和互操作。IRNSS系统建成后,可帮助印度军方对印度次大陆的边境地区、地形复杂区域以及印度洋地区进行有效监控。     

脉冲星导航试验卫星观测数据处理与分析

脉冲星导航试验卫星(X-ray Pulsar-based Navigation-1,XPNAV-1)的第一批观测数据公开发布,利用国际天文协会(International Astronomical Union,IAU)的标准基本天文程序库和喷气推进实验室(Jet Propulsion Laboratory,JPL)星历对数据进行处理,得到了35个光子到达太阳系质心时间序列的文件。基于历元折叠和已知的星历参数得到了35个脉冲积分轮廓,使用核回归法对轮廓进行了降噪处理,并分析了历元折叠时bin数对计时残差的影响。结果表明,观测数据有效,能够得到较好的脉冲积分轮廓,实现了对Crab星的观测,核回归算法有效改善了bin数对计时残差的影响,拟合前计时残差均方根约40 us。     

1.5 kW级磁聚焦霍尔推力器阳极电源设计

介绍了1.5 kW级磁聚焦霍尔推力器阳极电源的设计,针对电源输入输出电压宽范围、高升压比的特点,设计了变压器原边并联,副边串联的双变压器结构;为了提高效率,分析了滞后臂实现软开关的实现条件;为了抑制整流二极管反向恢复的电压尖峰,变压器原边使用了两个钳位二极管且在变压器副边采用了CDD无损吸收电路。针对霍尔推力器负载特点,设计了双零点三极点补偿器,提高了电源的动态和稳态特性。最后,给出了产品实物及滤波单元原理并验证了方案的合理性。     

国内主力低速风洞大迎角实验的不确定度水平研究

笔者将AGARD-AR-304不确定度评估方法推广到大迎角领域,给出计算低速风洞大(小)迎角实验不确定度的工程方法.相应的计算软件已成功地用于国内主力低速风洞实验的不确定度评估,完成了5座风洞8个模型大迎角实验的不确定度评估,给出了我国主力低速风洞大(小)迎角实验的不确定度水平.     

智能结构中致动器数目与位置的优化

采用最优控制理论研究智能结构振动控制机电一体化的建模过程;通过定义输入能量相关矩阵优化了致动器的数目;基于致动器的控制效能,给出了一种简单实用的致动器位置配置方法;最后针对智能悬臂粱和大型空间智能桁架结构的振动控制仿真,表明数目与位置的优化方法是行之有效的。     

一、热设计的基础知识

1 概说众所周知,当今电子装置的发展趋势是“小型化、轻量化和高密度化”。电子装置小型化的关键是电子部件的小型化,特别是,从单个元件向集成电路的技术革新。随着集成电路制作技术的进步,集成电路又向高密度集成化发展。现在,数平方毫米的小片上,已能集成5万个元件,集成100万个元件以上的超大规模集成电路亦已出现。集成密度已逐年增加,其中除微细加工技     

反射激波作用下两种重气柱界面不稳定性实验研究

在水平方形激波管中对两种无膜重气柱界面（分别是SF6和氩气）在反射激波作用下的不稳定性发展进行了实验研究。气柱界面采用射流技术形成,实验采用连续激光片光源照射流场,乙二醇作为示踪粒子,并用高速摄像机对流场进行拍摄,获得了入射激波以及反射激波共同作用下,两种不同气柱界面的演化过程。实验结果表明,两种气柱的Atwood数不同,界面演化速率不同,反射激波到达前后的界面形态不同。SF6气柱在入射激波作用下会产生两个比较明显的反向的涡环结构,而氩气柱界面上由于产生的涡量较少,涡环结构并不明显。在反射激波作用下,SF6气柱界面会出现明显的次级涡对,而且次级涡对的旋转方向与初始涡环结构的旋转方向相反。对于氩气柱而言,在反射激波作用下虽然也产生了与初始涡环方向相反的次级涡对,但次级涡对始终未充分发展。这是因为反射激波作用时氩气柱界面的Atwood数较小导致氩气柱界面上产生的反向涡量较少。实验结果充分表明了气体Atwood数对界面不稳定性的发展起到了较大的影响。