星载GNSS-R海面风场观测载荷关键技术设计与验证

目前海面风场观测手段有限,基于全球导航卫星系统反射信号处理(global navigation satellite system reflection,GNSS-R)的天基观测为全球风场信息获取提供了全新的手段.GNSS-R海面风速探测技术具有全天时、全天候、低功耗、宽覆盖、多信号源、低成本等特点,日益获得了广泛的关注...     

基于多体系统理论的数控机床综合误差建模技术

误差补偿是进一步提高机床精度的重要途径,真实准确的误差模型对最终的误差补偿的效果起着决定性的作用.采用基于多体系统理论的建模方法,对机床拓扑结构、机床的误差元素和坐标系之间的变换矩阵进行充分分析,建立了特定数控机床的综合误差模型,为后期实施对特定机床的实时误差补偿提供了误差计算依据.     

34CrNiM06钢复合喷丸强化的有限元模拟

为了研究复合喷丸的工艺效果,利用ABAQUS有限元仿真软件进行模拟分析,建立了34CrNiMo6钢随机多弹丸的周期性三维有限元模型.首先对所提出的周期性有限元模型进行周期性验证和试验验证,然后利用周期性有限元模型对复合喷丸的强化效果、不同喷丸强度对残余应力场的影响进行分析.结果表明:该周期性三维有限元模型可有效模拟喷丸强化效果;复合喷丸强化使34CrNiMo6钢表面产生的残余应力和最大残余应力均高于单一喷丸产生的,且表面残余应力分布更加均匀,但最大残余应力所处深度不变;复合喷丸可得到更小的表面粗糙度.     

民用飞机机翼结冰试验与数值预测

描述了某民用飞机在意大利IWT（icing wind tunnel）冰风洞的机翼结冰试验结果.根据冰风洞试验状态点,开展了基于拉格朗日方法和Messinger模型的冰形数值预测,并对试验冰形和数值预测冰形进行了对比分析.霜冰的数值预测结果与试验结果一致性良好,对于明冰,数值结果和试验结果存在一定的差异,原因在于:①明冰结冰过程中较强的绕流变化增大了冰积聚非定常效应对数值预测的影响;②采用的结冰热力学模型对明冰的模拟存在一定局限性;③明冰对于冰风洞设备工况和试验模型表面粗糙度的影响更为敏感.      

干涉式光纤陀螺光纤环互易性温变漂移补偿方法

分析了干涉式光纤陀螺光纤环受温度影响产生零漂误差的机理,对于温变环境下的光纤陀螺输出,在传统线性分析手段的基础上,以互易性为主,把光纤环径向内外温度差以及温度变化率的差作为研究对象,建立了新的多项式零漂评估方法.通过对模型不同幂级次的探寻,寻找到变温情况下的最佳拟合系数并进行仿真补偿,实现了陀螺精度的大幅提高,使得最佳零漂降低为原始输出的20.6%.最后,对拟合系数进行陀螺变温实验验证,证实了该新型温度补偿方法的合理性.     

双模态冲压发动机Ma6性能潜力受燃烧室入口参数影响的灵敏度分析

为系统掌握燃烧室入口参数对双模态冲压发动机性能潜力的影响,采用双模态冲压发动机燃烧室工作过程的一维分析方法,在飞行马赫数为6的不同燃烧室工作工况(即不同特征马赫数Mac)条件下,保持进气道捕获流量不变,研究了燃烧室入口马赫数Main和总压恢复系数σin对性能潜力(燃料比冲Isp,f)的影响。获得的数据表明,冲压发动机的性能潜力受燃烧室入口马赫数和总压恢复系数两者的综合影响,燃烧室入口马赫数越低、总压恢复系数越高,发动机性能潜力越大;在常见的燃烧室入口参数范围内(入口马赫数∈[2.4 3.5],入口总压恢复系数∈[0.3 0.7]),入口马赫数每减小0.1,燃料比冲增加约1.1%~1.8%,入口总压恢复系数越小,影响程度越大;入口总压恢复系数每增大0.1,燃料比冲增大约2.4%~4.0%,入口马赫数越大影响程度越大;存在燃烧室入口条件不同,但是发动机的比冲性能潜力相同的情况。对燃烧室分段过程的损失分析表明,在入口为超声速、加热段为亚声速(特征马赫数不大于1)工况条件下,入口马赫数增加导致燃烧区前激波串损失增大,是比冲性能降低的主要原因;燃烧室特征马赫数越大,燃烧过程导致的损失越大;从燃烧室入口到尾喷管出口全过程总压损失越小,获得的比冲性能越大。推导和拟合了冲压发动机冲量差燃料比冲随燃烧室入口马赫数和总压恢复系数的灵敏度关系式,与被拟合数据的差异在3%以内,该关系式可用于双模态冲压发动机部件参数匹配与流道一体化设计工作。     

考虑机翼几何非线性的气动弹性建模与分析

大展弦比柔性机翼结构重量轻、气动效率高,广泛应用于高空长航时无人机(UAVs)。飞行过程中,这类机翼在气动力作用下发生大变形,线性结构模型不再适用,需要建立考虑几何大变形的结构模型。采用牛顿力学方法推导了考虑结构几何非线性的机翼结构动力学模型,该方法推导过程简洁、物理意义明确,可以与Hodges基于哈密顿原理的推导方法相互补充,相互验证。为了能够更准确地求解大展弦比柔性机翼的非定常气动力,建立了能够考虑机翼三维效应且适用于机翼空间大变形的非定常气动力模型。基于建立的非线性结构模型和非定常气动力模型,采用松耦合方法建立了非线性气动弹性模型,并通过算例验证了气弹模型的准确性。研究结果表明,大展弦比柔性机翼颤振速度对来流迎角和机翼的展长均较为敏感;当来流速度大于颤振速度时,由于几何非线性,机翼振动并未发散而是形成稳定的极限环振荡(LCO);随着来流速度进一步增加,机翼再次穿过临界稳定点,由不稳定系统变为稳定系统,直到随着速度的增加系统再次达到临界稳定状态。     

基于PXI总线的旋转试验台综合数据采集系统设计

介绍了一种针对旋转试验台试验中基于PXI总线开发的综合数据采集系统的设计;详细阐述了系统的总体设计、硬件选型以及软件开发;在系统开发完成后对其进行测试验证,证明该系统可以满足旋转试验台的试验数据采集需求。     

适用于非周期流固耦合问题的时间谱方法

针对非定常流固耦合设计、分析问题所面临的计算效率与精度、鲁棒性之间的矛盾,采取将Chebyshev谱方法与基于非定常面元和几何非线性梁有限元模型的流固耦合分析方法相结合的方式,建立了针对大展弦比机翼非定常流固耦合优化设计问题的,可与伴随方法相结合的时间谱方法。Chebyshev谱方法直接对流固耦合的控制方程进行处理,利用Chebyshev算子替换系统状态变量,将非定常问题转化为Chebyshev控制点处耦合的定常问题。通过这种方式建立的流固耦合时间谱方法具有较高的计算精度、效率和足够的鲁棒性。验证算例及Goland机翼颤振速度计算实例表明,Chebyshev谱方法的计算精度随着Chebyshev控制点个数的增加而不断增大。只需选取较少的控制点,Chebyshev谱方法便可以达到满足精度要求的计算结果。与此同时,建立的流固耦合时间谱方法不仅适用于周期性非定常问题还适用于非周期性非定常问题。     

80 years education of aerospace science and technology in Tsinghua University

The development of aerospace science and technology largely relies on the education and academic contribution of students in universities covering aerospace science and technology. The School of Aerospace Engineering of Tsinghua University, with a history of eighty years since the set-up of its Department of Aeronautical Engineering in 1938, graduated 5273 undergraduate students, 1939 master students and 931 Ph.D. students. This paper provides an overview and analysis of the data related to undergraduate, master and Ph.D. students of this school. These data include the historical evolution of number of students and the actual status of students like their various interests and academic performance. The data and information shared in this paper may be useful for comparative study and for those who need primitive data to study relevant issues such as mental health of students, promotion of gender balance and educational improvement.