大型水陆两栖飞机抗浪能力研究

阐述了大型灭火/水上救援水陆两栖飞机高抗浪船体设计方法,对飞机起飞过程中的水阻力、滑行稳定性和波浪运动响应进行了研究。通过对比分析,发现断阶喷溅形态是影响水阻力出现第2峰值的关键因素,提出了水阻力曲线出现第2峰值的条件;分析了在纵倾角-速度图中不同区域滑行时飞机纵倾角响应特性,明确了飞机在典型状态的稳定边界;通过研究波长、速度对飞机纵倾角、飞高和机身垂向过载的影响,确定了飞机在波浪水面发生剧烈运动响应时对应的波长范围。     

Leading-edge flow separation control over an airfoil using a symmetrical dielectric barrier discharge plasma actuator

In order to promote an in-depth understanding of the mechanism of leading-edge flow separation control over an airfoil using a symmetrical Dielectric Barrier Discharge(DBD) plasma actuator excited by a steady-mode excitation, an experimental investigation of an SC(2)-0714 supercritical airfoil with a symmetrical DBD plasma actuator was performed in a closed chamber and a low-speed wind tunnel. The plasma actuator was mounted at the leading edge of the airfoil.Time-resolved Particle Image Velocimetry(PIV) results of the near-wall region in quiescent air suggested that the symmetrical DBD plasma actuator could induce some coherent structures in the separated shear layer, and these structures were linked to a dominant frequency of f0= 39 Hz when the peak-to-peak voltage of the plasma actuator was 9.8 kV. In addition, an analysis of flow structures without and with plasma actuation around the upper side of the airfoil at an angle of attack of18° for a wind speed of 3 m/s(Reynolds number Re = 20000) indicated that the dynamic process of leading-edge flow separation control over an airfoil could be divided into three stages. Initially, this plasma actuator could reinforce the shedding vortices in the separated shear layer. Then, these vortical structures could deflect the separated flow towards the wall by promoting the mixing between the outside flow with a high kinetic energy and the flow near the surface. After that, the plasma actuator induced a series of rolling vortices in the vicinity of the suction side of the airfoil, and these vortical structures could transfer momentum from the leading edge of the airfoil to the separated region, resulting in a reattachment of the separated flow around the airfoil.     

带套齿连接结构的转子系统振动稳定性实验研究

为了研究带套齿连接结构的转子系统振动稳定性,推导了套齿连接结构的内摩擦力表达式,由此求解了转子系统振动失稳的条件.设计并搭建了带柔性和刚性两种不同套齿连接结构的实验转子系统.实验研究了带不同套齿连接结构的转子系统振动的稳定性.实验发现,带柔性套齿连接结构的转子系统易于发生由内、外套齿齿面间内摩擦所引起的振动失稳.失稳的...     

钝体后预混火焰稳定机理与钝体尺寸间关系的研究

为了进一步理解火焰稳定的详细机理,采用钝体作为火焰稳定机理的研究模型,详细分析了火焰根部流场特性对于火焰稳定的影响。研究了二维通道中不同尺寸V型钝体在不同进口速度下的反应流场,分析了预混煤油火焰根部特性。进口煤油和空气的当量比为Φ=0.6,进口温度300K,环境压力0.1MPa。结果显示在钝体分别为小尺寸、中间尺寸和大尺寸时,钝体后火焰根部特征、回流区特征和火焰根部位置随进口速度变化的规律都各不相同。当D=1mm钝体尺寸较小时,速度从0.4m/s增加到0.48m/s,一个火焰根部向下游移动4.5mm;当D=8mm钝体为中间尺寸时,来流速度从1m/s增加到5m/s,两个火焰根部首先向下游移动7mm,再向上游移动3.7mm;当D=32mm钝体尺寸较大时,来流速度从5m/s增加到25m/s,两个火焰根部均向上游移动2mm。     

国际参考电离层模型输出参数峰值高度性能

电离层峰值高度H_mF₂是描述电离层形态的重要参数之一,国际参考电离层模型IRI-2016中融入了大量电离层测高仪和无线电掩星探测数据,用以提升H_mF₂的预测精度.本文利用太阳活动低年（2007—2010年）气象、电离层和气候卫星联合观测系统COSMIC探测数据描述全球范围内COSMIC H_mF₂的三维形态变化,对比分析了IRI-2016与IRI-2012模型的预测结果,同时分析了IRI-2016模型输出H_mF₂的性能.结果表明,IRI模型在中高纬度地区的输出结果高于COSMIC反演结果,而赤道及低纬地区则大都偏低.与IRI-2012模型相比,IRI-2016模型的输出结果在夜间至凌晨时段呈现较为明显的纬向梯度变化且大部分区域输出值偏高,但在白天时段赤道附近区域的输出值大都偏低.上述结果为电离层IRI模型的完善提供了一定参考.     

太赫兹焦平面阵列成像技术综述

太赫兹焦平面阵列成像技术是指以太赫兹波为载波或信息来源,以焦平面阵列为主体架构,兼具全天时全天候、凝视前视、高分辨率、实时视频成像等优点的先进探测感知技术,是太赫兹技术领域重要研究方向.首先回顾了太赫兹探测感知技术的发展历程与现状,重点介绍了几类典型太赫兹探测感知系统.然后,重点聚焦太赫兹焦平面阵列成像技术,分别介绍了...     

欠驱动船舶的光滑时变全局渐近镇定

研究了欠驱动船舶的镇定问题。首先,通过恰当的坐标变换将整个动态系统转换成级联结构的非线性系统;其次,利用backstepping使得最后要镇定的问题变成一个3阶链式无漂移系统的镇定;再次,设计了光滑时变的反馈控制律,使系统全局渐近稳定到期望的平衡点。文章的设计方法是系统的,采用的技术都是现有的一些方法,主要是Lyapunov分析、级联方法、backstepping和坐标变换。仿真结果表明了该方法的有效性。     

一种用于纳米颗粒场致发射推力器的自中和技术

纳米颗粒场致发射推力器(NFET)是一种用于微小卫星的固体工质静电推力器,为促进NFET的工程研制,提出一种新的自中和技术——反向充电中和策略。为研究这种自中和技术的设计方法,建立相应的数值模型以模拟该中和技术下羽流输运过程,并且,在真空舱中开展NFET的羽流测量试验来验证中和模型的正确性。以比色温度计和"打靶法"装置来分别测量羽流温度分布和推力,通过试验与仿真结果的对比,羽流温度变化的试验结果与仿真结果在定性规律上一致,推力的计算误差在9%～10%。在验证模型正确性的基础上,利用该数值模型对关键设计参数进行数值分析。结果表明:引出极与发射极的内径比变化会导致外加电场对剩余电荷颗粒作负功,引起推力下降,该物理参数在0.94附近时,推力达到极大值;而随着颗粒直径的增加,羽流中和区域整体向下游推移,推力升高。本文结论可为NFET的反向充电中和策略提供设计参考。     

高超声速飞行器一体化方法研究

针对高超声速飞行器一体化设计方法现状的分析,阐明了吸气式发动机与乘波体飞行器之间高效的一体化对于高超声速飞行的重要作用,并从理论、原理、设计方法 3方面进行介绍。在激波理论方面,通过从直线激波的求解拓展到二次曲面激波的求解,为3维曲面激波的研究提供了帮助;在乘波原理方面,将乘波原理从外流乘波拓展到内流乘波,继而提出1种兼顾内外流需求的双乘波原理,深化了乘波原理的内涵;在设计方法方面,对于基本流场的气动设计问题,提出更加高效的一体化气动反设计方法。综上分析并归纳出准3维内外流一体化乘波理论与方法,从而在现有"准3维"研究体系上,构建并完善了全3维内外流一体化乘波理论与方法,对于复杂3维超声速内外流一体化设计技术的发展具有一定借鉴作用。     

基于X射线脉冲星导航试验卫星观测数据的到达时间估计

中国首颗X射线脉冲星导航试验卫星（X-ray Pulsar Navigation-1, XPNAV-1）搭载了两种体制的X射线探测器,其主要任务是在轨开展X射线脉冲星的探测以及进行脉冲星导航体制的验证。为了实现到达时间（Time of Arrival,TOA）的高精度估计,提出了利用阵列信号处理领域的多重信号子空间分类（Multiple Signal Classification,MUSIC）方法进行脉冲星导航的TOA估计,进行了试验仿真验证,并且对XPNAV-1观测到的蟹状星云（Crab）脉冲星的光子数据进行处理。在观测时间为协调世界时（Coordinate Universal Time,UTC）57727.0约简儒略日（Modified Julian Day,MJD）到UTC57812.0MJD内,选取了0.5~10keV频段内的121段光子观测数据,对这些数据进行了脉冲轮廓折叠,得到了Crab脉冲星的折叠轮廓,然后分别利用互相关法和MUSIC方法进行折叠轮廓的TOA估计,最后对比了两种方法的估计结果。