航空声学引导风洞收缩段边界层修正的数值模拟和实验研究

根据数值分析得到的低速风洞收缩段边界层位移厚度分布通用曲线,针对航空声学引导风洞收缩段,推导得出收缩段边界层位移厚度分布曲线,并对收缩段型面进行修正设计,给出了修正前后的型面坐标偏差,设计加工了试验件,并进行了收缩段修正前后流场的数值模拟和实验验证。数值模拟结果表明:尽管航空声学引导风洞收缩段的边界层很薄,最大位移厚度只相当于试验段水力直径的0.5%左右,但修正效果明显。对于开口和闭口试验段流场,在收缩段型面设计时考虑粘性影响,进行边界层修正,均可显著降低试验段的动压场系数;减小气流偏角,提高试验段流场品质,有利于风洞部段的精细化设计。收缩段型面出口由于逆压梯度的存在,壁面速度过冲,气流均匀性较差,但进入平直段后,动压不均匀度及气流偏角迅速下降,因此收缩段后16.7%长度的平直段对于改善试验段流场品质很关键。在航空声学引导风洞上,采用移测架、皮托管和热线风速仪进行了修正前后收缩段、试验段动压和速度值测量,测量结果也验证了边界层修正的效果,而且实测的边界层位移厚度与理论推导值吻合。根据测量的收缩段内和出口的边界层速度分布,计算边界层位移厚度、动量损失厚度和形状因子,并据此判定,航空声学引导风洞收缩段内的边界层流动保持层流状态,未发生层流到湍流的转捩。     

四维航迹同一进场航线碰撞风险模型

鉴于目前碰撞风险模型的建立方法大多局限于三维空间,给出一种建立四维航迹碰撞风险模型的方法.在三维坐标系的基础上加入时间变量,通过飞机在航迹上任意时刻的四维坐标,使得任意时刻两架飞机之间的距离是时间变量的函数,结合飞机到达的随机性,推导出在同一航迹上飞机进场飞行过程中任意时刻的碰撞概率,进而建立任意同一进场飞行航段的碰撞风险模型.结果显示,模型可以研究任意同一进场航段的碰撞情况,体现了飞机速度和高度变化对碰撞风险的影响;建立了碰撞风险性和飞机类型以及机型比例的关系,为终端空域碰撞风险性的研究提供了一定的方法和理论.     

结合天文观测角量测的机载惯性/天文深度组合算法

针对姿态误差对天文观测角度量测的影响,提出结合天文观测角度量测的机载惯性/天文深度组合算法.在位置误差小角度关系分析的基础上,进一步分析惯导姿态误差引入的计算地理水平坐标系与当地地理坐标系之间的姿态误差小角度关系,推导并建立基于天文高度角和方位角量测的深组合惯性/天文量测方程,针对天文观测量测对高度通道不可观,增加气压高度为量测量,设计相应组合滤波方法.该方法充分考虑了姿态误差对于天文观测的影响,仿真验证表明所设计方案可以有效消除惯导系统陀螺累积误差,提高惯导系统的姿态精度,验证了其可行性.     

多时间序列关联规则分析的论坛舆情趋势预测

为了预测论坛舆情及其动态演变趋势,基于多时间序列的关联分析,集中分析了论坛中3个量的时间序列之间的关联规则:活跃者之间的关系强度的时间序列、坚定支持者人数的时间序列以及坚定支持者成员的变化频度的时间序列。然后给出了一种新的基于多时间序列关联分析的论坛舆情预测算法(Forum sentiment trend prediction based on multi time series association rule analysis,TPMTSA),并在真实数据集和拟合数据集上进行了大量的实验。结果表明:TPMTSA算法具有有效性和较高的运行效率。研究结果可用于论坛舆情预警监控。     

美军四代战斗机及机载雷达发展现状与趋势

占据制空权是现代战争的一个至关重要的因素,也是决定战争胜利与否的关键.战斗机在夺取制空权的战斗中起着决定性的作用,自组建空军以来就受到各国军队的高度重视.现代战斗机的不断更新换代对机载雷达的性能提出了更高的要求.简要介绍美军现役四代战斗机概况,梳理其机载雷达现状,分析其机载雷达发展趋势.     

论任务教学模式下的高职英语口语教学

从英语口语教学的实践出发,探讨了如何将高职的英语口语教学内容建立在完成任务模式的基础上,以及任务教学模式下高职英语口语教学的深远意义。     

一种新的强干扰条件下微弱信号DOA估计算法

提出了一种基于扩展噪声子空间的强干扰条件下微弱信号DOA估计算法。该算法在已知强干扰源个数条件下,通过构造扩展的噪声子空间,在此基础上利用MUSIC方法有效地抑制干扰,并且准确估计出微弱信号的DOA参数。此算法的优势在于无需已知强干扰信号方向,且运算量与MUSIC方法相当。仿真实验验证了该算法是有效性和可行性。     

平衡空间到模态空间的反映射模型降阶方法

针对内平衡降阶方法物理意义不清晰,平衡坐标无法由传感器直接测量的问题,文章基于柔性航天器动力学模型,提出了通过反映射实现平衡空间到模态空间的模型降阶方法。利用状态空间线性变换传递函数和特征值的不变性,通过平衡降阶模型零极点传递函数获得了与原系统相对应的特征频率,给出了平衡降阶模型与原模态子空间的映射关系,成功构造了反映射矩阵。频率响应及可控可观性分析结果显示,模态子空间降阶模型能够准确找到与原模型相匹配的状态变量,物理意义清楚,便于控制系统使用。     

Effects of Alloying Elements Ti, Cr, Al, and Hf on β-Nb5Si3 from First-principles Calculations

The energy, lattice parameters, electronic structures, and elastic constants of the intermetallic compound β-Nb₅Si₃ alloyed by Ti, Cr, Al, and Hf elements are investigated using first-principles methods based on plane-wave pseudopotential theory. From the impurity formation energy calculated, it is found that Ti, Cr, and Hf prefer to occupy the Nb_I, Nb_I, and Nb_II site, respectively, and that Al decreases the stability of β-Nb₅Si₃. Ti and Cr atoms reduce the c/a ratio of crystal lattices and Hf atom transforms the crystal lattice of β-Nb₅Si₃ from the tetragonal system to the orthorhombic system. The total state density of pure β-Nb₅Si₃ system and Ti, Cr, and Hf doped systems shows that Ti, Cr, and Hf improve the conductibility of β-Nb₅Si₃ system. The bulk modulus, shear modulus, and elastic modulus are obtained using Voight approximation equation. Ti and Cr increase the hardness and reduce the ductility of β-Nb₅Si₃. In contrast, Hf decreases the hardness and improves the ductility.     

A Criterion Based on Closed-loop Pilot-aircraft Systems for Predicting Flying Qualities

During the process of aircraft design, the mathematical model of pilot control behavior characteristics is always used to predict aircraft flying qualities (FQ). This is one of the important methods to avoid pilot-aircraft adverse coupling. In order to study the FQ criterion based on closed-loop pilot-aircraft systems, first, an experimental database is built, which includes 40 aircraft dynamics configurations and the corresponding flight simulation results. Second, the mathematical pilot models with a set of different aircraft configurations are obtained by this experimental database. Then, two FQ criteria, Neal-Smith criterion and Moscow Aviation Institute (MAI) criterion, are analyzed. And the relationship between the FQ level evaluated by actual pilot and the parameters of closed-loop pilot-aircraft systems is studied. Finally, an improved criterion of aircraft FQ is built based on the above two criteria. This new criterion is further used to predict FQ for four new aircraft dynamics configurations, and the prediction results verify its accuracy and practicability.