涡轮叶冠间隙流动特性实验

针对叶冠腔内有冷却气流的转子叶片叶冠,通过改变主流雷诺数、前后孔岀流比、叶尖间隙等参数得到静止状态下叶冠间隙流动的总压损失系数.实验结果表明:增大主流雷诺数与前孔岀流比,叶冠总压损失系数增大;减小叶尖间隙,总压损失系数也增大,小叶尖间隙下,总压损失系数随主流雷诺数与前孔岀流比增长更快,而后孔岀流比对叶冠总压损失系数影响不大.      

分布估计算法在飞翼飞行器控制分配中的应用

针对飞翼飞行器多操纵面气动布局的结构特点与当前控制分配方法中存在的不足,提出了以多操纵面协调控制的综合效果尽量接近期望单操纵面控制的效果为优化目标,得到了多操纵面控制分配的连续多变量目标函数,并给出基于分布估计算法的控制分配求解策略,完成了飞翼飞行器多操纵面的优化分配。仿真结果验证了该方法的有效性。     

星载软件可测试性设计方法

随着星载软件复杂度的增加,提高软件测试效率对保证软件质量越来越重要,软件的可测试性设计成为提高软件测试效率的关键手段。文中针对星载软件的可测试性设计提出了四种方法:设计可测试的分层体系结构可将软件故障限制在层次范围内;合约式任务模板可规范任务的输入输出,降低任务间的耦合性;状态序列编码可用于动态指示软件的切换与流向;多任务调度记录与堆栈使用记录可用于静态复现一段时间内软件的详细工作过程。可测试性设计方法应用在某项目的软件研制中,软件测试效率有明显提高,证明方法可行有效。     

基于变化映射表的WSN通信数据语义安全算法

提出一种基于变化映射表的语义安全算法.该算法首先针对无线传感器网络(WSN,Wireless Sensor Networks)应用对临界值敏感的特点,采用变精度状态采集方法,建立了一个原始语义与其标识数值的映射表;在此基础上,网关和节点之间通过同步映射表进行通信数据的语义加密和解密,为提高安全性,在通信过程中,映射表基于通信携带的随机变更因子而不断更新.最后给出算法分析及仿真验证,结果表明提出的算法可以有效抑制已知明密文对攻击和实现语义安全.     

虹湾虹湾嫦娥呼叫

二近月宫充当先遣侦察员 与2007年首次奔月的嫦娥一号一样,嫦娥二号依然是一颗绕月探测卫星.虽然她们姊妹俩是双胞胎孪生姐妹.然而,老二与老大的使命却不尽相同.     

激光照射离体血液的衰变规律

采用FLS900型稳态荧光光谱仪对激光持续照射的离体血液进行了荧光检测,得到了血液成分变化及荧光光谱特征随时间衰变的规律。实验结果表明：随着血液离体时间的延长,当受407nm的光激励时,605nm处的荧光峰峰位保持不变仅强度缓慢减弱。但在离体后的14h出现了谱形突变,并在474nm处产生了一个强荧光峰。分析认为,激光对离体血液的衰变有明显的延缓作用,但当激光持续照射一定时间后却导致了细胞的形态改变进而加速了细胞的溶血进程,产生了大量的内源性荧光物质还原烟碱腺嘌呤二核苷酸。研究结果为研究血细胞的活性衰变及细胞功能结构异常等提供了参考。     

CFD中数值耗散和延伸边界对声传播的影响

对已知色散关系的正弦波在二维管道中的传播使用有限体积法进行计算,结果表明二阶精度下每波长40个左右的网格点能够有效地保留声波.在计算域外增加稀疏网格延伸段能够对边界反射起到抑制作用,为以较小的计算量增加实现较好的反射抑制效果,研究给出了延伸段长度和网格轴向尺寸的推荐公式.      

基于响应面法的低速翼型气动优化设计

响应面方法相较于其它直接优化方法有其高效、实用的优势,此前的研究更多地将响应面方法用于超音速和跨音速翼型的减阻优化设计中。本文将此方法应用于低速翼型优化设计中,进行了基于RANS(Reynolds-Aver-aged Navier-Stokes)方程和自由转捩预测耦合求解的低速翼型气动优化设计。通过计算附面层方程得到附面层参数并用en方法计算转捩位置,并考虑了T-S波和层流分离造成的转捩。RANS方程计算中,使用了转捩过渡区模型,以保证附面层外边界压力分布的精度。RANS方程和转捩预测迭代进行至转捩位置收敛。在响应面模型计算中,使用不含二阶交叉项的二阶多项式模型,减少了构造模型所需的计算量;合理的选择设计空间保证了构造的响应面模型具有较高的精度。使用三个设计点的多目标优化设计,保证了设计的合理性。通过对NACA64(1)-112翼型优化计算结果表明,本文的方法可以有效地进行低速翼型的气动优化,各设计点上转捩位置也得到了改善,有较好的工程实用前景。     

大着地角三维次最优制导律研究

二维的制导律组合,无法实现三维的大着地角要求。基于二维大着地角次最优制导律的制导 原理,采用矢量计算的方法,对二维次最优制导律进行了拓展,给出了考虑着地角、脱靶量 和控制能量等多约束条件的三维次最优制导律。利用设计所得三维制导律,进行了制导炮弹 六自由度全弹道仿真。在初始方位角偏差较大的情况下,将计算结果与另外两种制导律模式 进行了比较：纵向横向都使用比例导引律时,所得弹道已经不能满足制导炮弹的要求;纵向 使用次最优制导律横向使用比例导引律时,由于ZY面上的弹道倾角要求无法体现,着地角会 明显减小,制导精度将受到影响;而使用设计所得三维制导律时,在一定范围内,弹道末段 可以在三维空间保持大的着地角,一方面能够满足制导的精度要求,另一方面可以降低需用 过载以满足控制要求,提高了制导炮弹的打击效果。〖JP〗
     

直接再入大气的月球返回轨道设计研究

直接再入大气的月球返回轨道是月球采样返回任务普遍采用的飞行方案。文章将月-地转移轨道设计与再入大气仿真相结合,通过两级修正策略和落点匹配使月球返回轨道既满足再入界面约束又满足再入点地理位置约束。两条分别采用弹道式和弹道-升力式再入的月球返回轨道的计算结果表明,此方法是有效的。