天宫一号高光谱数据的陆地应用

针对天宫一号搭载的高光谱成像仪获取的数据,在国土资源调查、土地利用监测、林业应用和应急灾害监测等陆地应用情况及研究成果进行了总结,系统梳理了天宫一号高光谱成像仪的优势及先进性,以期为国产高光谱数据的应用和后续同类型载荷的研发提供经验参考。     

改进发动机编码体系 促进产品技术状态管理

结合发动机编码应用实际,梳理总结了发动机旧编码体系应用中存在的问题,并对问题进行初步的分析。针对上述问题,在研究国外编码的基础上提出了新编码体系的基本构想和应用后的预期结果,并详细阐述了推进新编码体系时应重点考虑的问题,以促进产品技术状态管理。     

基于碳纳米管薄膜的复合材料在线损伤监测

考虑到纤维增强树脂基复合材料会在服役过程中因受冲击、压缩以及疲劳等因素的作用而发生损伤,基于碳纳米管薄膜优异的力电响应特性开发了一种具有在线损伤监测能力的自感知复合材料。碳纳米管可在薄膜中形成导电网络,复合材料损伤会破坏导电通路,使碳纳米管薄膜的电阻大幅度增加。通过测量自感知复合材料的边界电压并利用电阻层析成像法对碳纳米管薄膜内电导率的分布变化进行求解/成像,实现了复合材料的在线损伤监测。分别对贯穿孔损伤和I型层间断裂损伤模式进行了研究,结果表明所制备的自感知复合材料对这两种损伤模式均可实现损伤定位及图像化显示,对于贯穿孔型损伤模式可实现对面积占比0.038%的损伤进行在线监测,定位精度可达毫米级。     

低热值煤气燃烧稳定性的试验研究

本文在两种火焰管、两种空气旋流器和两种煤气供给结构的燃烧室上, 试验研究了这些结构因素对于低热值煤气燃烧稳定特性的影响, 得出了一系列对工业设计有指导意义的结果。      

新型消旋波瓣混合器射流掺混机理研究

为了消除高进口预旋时波瓣混合器表面流动分离,将基准波瓣混合器侧壁直叶瓣设计成类叶型式的折转叶瓣,形成一种新型消旋波瓣混合器。研究了多种进口预旋工况下消旋波瓣性能参数、涡系发展以及射流掺混机理与基准直波瓣的异同。结果表明:新型消旋波瓣改善了进口预旋工况下波瓣吸力面压力分布;重新组织了波瓣出口截面气流周向角度的径向分布。在进口预旋超过10°以后,消旋波瓣混合器的总压损失以及波瓣式喷管的总压损失均小于基准直波瓣。消旋波瓣混合器在高进口预旋时性能优异,波瓣出口截面周向气流确实加速了下游射流掺混。     

采用阵列天线的GPS接收机的多径抑制方法

提出一种新的用于阵列天线GPS接收机的多径抑制方法。考虑到通常GPS视线信号的来波方向与多径的来波方向不同,在每个导航数据符号位内测距（C/A）码重复,通过对阵列接收的信号矢量与它本身的延迟信号矢量互相关,提高接收机前端信噪比,再利用最大特征值法和前后向空间平滑技术准确地估计期望卫星视线信号（LOSS）的来波方向。最后综合多个GSC子阵列有效地降低了相关多径对码跟踪精度的影响。仿真结果显示,该方法能使接收机在与LOSS码同步前准确估计LOSS的角度信息,有效抑制相关多径,且鉴相结果准确。     

带抑流楔升力前体设计初探

升力前体由于前缘激波不能附着于前体前缘,其上下表面流场存在相互耦合,进而导致其下表面流场存在较强的横向流动,这会对腹部进气系统的设计造成不利影响.为了使前体出口流场能较好地保持二维流动特征,通过在升力前体两侧增加小角度抑流斜楔,以抑制横向流动.这种升力前体及一体化进气系统的数值模拟表明,该升力前体出口流场二维特征良好,采用该前体的进气系统能较好地维持理想的流场结构,并具有较优的性能.     

某型航空发动机参数变化的原因分析

利用飞参记录有关发动机性能参数的数据,运用推进系统理论知识,进行原因查找分析与调整研究,保持、恢复发动机性能。     

采用新型基准流场的高超声速内收缩进气道性能分析

通过改变中心体形状,设计了新型轴对称基准流场,可显著降低反射激波强度,明显提高压缩效率。基于该基准流场和传统基准流场,分别设计了两个圆形出口内收缩进气道,并对二者的流场及总体性能进行了数值研究。结果表明,新的进气道设计点和接力点肩点附近激波附面层相互作用减弱,流场结构优于传统进气道,压缩效率明显提高,同时进气道起动性能得到改善。     

过渡状态倾转旋翼气动力模拟的高效CFD方法

为显著减少倾转旋翼过渡飞行时气动力CFD模拟的计算代价,提出并建立了适合倾转旋翼过渡状态气动特性分析的高效混合CFD方法。首先,提出了适合于过渡状态模拟的嵌套网格系统,并发展了相应的挖洞和贡献单元搜寻方法。在此基础上,结合叶素理论和动量理论建立了旋翼气动力模拟的简化虚拟桨盘模拟方法(Virtual rotor model,VBM)。为了能够分析倾转旋翼气动力的细节特性,多层运动嵌套网格系统和单指令多数据流(Single program multiple data,SPMD)并行技术被引入来建立精确的旋翼模拟方法(Real blade model,RBM)。然后,通过将VBM和RBM方法结合,构建了适合倾转旋翼过渡状态气动特性分析的高效(Hybrid blade model,HBM)方法。最后,通过对有试验值对比的悬停状态典型旋翼和7A旋翼分别验证了VBM和RBM方法的有效性。分别采用3种方法预测了过渡状态不同倾转角下旋翼的气动特性,VBM表现出最优的计算效率,能用于倾转旋翼总体气动性能的分析。HBM方法在保证流场求解精度的基础上,相对于高精度的RBM方法节省了1/3的计算时间。