基于RANS/LES混合方法的分离流动模拟

飞行器在大迎角、快速俯仰机动时,流场中含有大尺度、非定常的涡结构,传统雷诺平均Navier-Stokes （RANS）模型不能准确模拟流场结构,根据国际上相关研究的发展趋势,需要采用混合RANS/大涡模拟（LES）模型来对复杂分离流动进行准确模拟。本文对基于分区混合与湍流尺度混合的双重RANS/LES混合计算模型进行发展与应用。通过典型简化模型的静、动态湍流大分离流动,测试和验证所采用的脱体涡模拟（DES）类方法,重点研究改进的延迟DES （IDDES）模型在动态问题应用中的正确性和有效性,并对所采用的数值模拟方法和相应的计算软件的可靠性、鲁棒性以及精度进行了考核验证。典型算例包括超声速圆柱底部流动、跨声速方腔流动、NACA0015机翼深失速分离涡模拟等。计算表明：发展的IDDES类混合计算模型可有效解决对数层不匹配的问题;对于定态非定常分离流动,DES、DDES、IDDES等模型计算结果差别不大,随着流动的非定常特性增强,IDDES模型的优势逐渐显现;对于动态非定常分离流动,则需要采用IDDES类模型。     

乘务类学生英语课程教学方法实证探析

通过问卷调查探析乘务类本科生对交际和非交际教学法及活动的认识和态度,旨在研究一种可以有效提高英语教学质量的方法.结果表明乘务类学生对交际教学活动和非交际教学活动都有偏好,因此对于此类学生更为有效的教学方法就是采取折中的综合性教学法.     

大型双曲冷却塔表面脉动风压随机特性——风压极值探讨

针对风压信号呈现的非高斯特性和传统极限估计方法的局限,首次提出基于保证率和相关性的极值估计方法——全概率迭代法进行冷却塔表面脉动风荷载极值分析,并和传统的峰值因子法及改进的Sadek-Simiu法计算结果进行对比验证。结果表明：全概率迭代法避开了对随机过程的高斯分布假定,相比传统的极值估计方法其结果更加真实可靠;表达风压极值中脉动分量的峰值因子数值沿着环向和子午向变化显著,如取为同一数值则偏于危险或过于保守;采用全概率迭代法得到的表面风压系数极值分布曲线与规范取值相比,迎风面和负压峰值区域极值偏小,背风区域极值偏大,且最小值对应角度相差约10°。     

用于直升机现场计量的低频振动校准技术

本文面向直升机健康与使用监测系统(HUMS)的现场计量保障需求,针对其中振动传感器在低频段尚无法实现现场校准的现状,提出了基于直线电机驱动技术的便携式低频振动校准技术方案。该方案利用高精度直线电机构造低频标准振动源,采用稳定性高的石英挠性加速度计作为标准加速度计,具有体积小、精度高、现场环境适应性好的特点,非常适用直升机HUMS的现场计量保障。根据不确定度评估结果,该方案能够实现0.5Hz～20Hz频率范围,0.01m/s~2～20m/s~2加速度范围内不超过1%的校准不确定度(k=2)。     

《诗经》中女性生命价值的解读

中国的伦理文化中,对母性的塑造一方面是对"女色"的危害进行严惩,另一方面是对女性进行引导,使她们能够按照指定的方向行进,最终使所有的女性都安于贤妻良母的价值规范。透过《诗经》及后世对《诗经》的解读即可看出男性对女性的价值期待。     

Decision-making of Aircraft Optimum Configuration Utilizing Multidimensional Game Theory

As multi-discipline coupling and components interference often affect the aircraft configuration decision-making and analysis during conceptual design process, this article presents an approach of multidimensional game theory based on aircraft components to deal with this problem. The idea is that the configuration decision-making process is regarded as the game for different disciplines and technologies, and the aircraft components are players. The payoff function with highest total gain means that according to the game protocols and multidimensional theory, the optimal aircraft configuration within the strategy set will be chosen. The decision-making model is applied to conceptual design process of the high altitude long endurance (HALE) unmanned aerial vehicle (UAV) based on the assessment of technological risk. The obtained optimum configuration is quite consistent with the current HALE UAV development trends. Thus, taking into account the coupling and interference factors, the multidimensional gaming model based on aircraft components will be an effective analysis method in the decision-making process of aircraft optimum configuration.     

自动微装配技术在航空机载光机电传感器装调中的应用

介绍了自动微装配技术在机载传感器装调中应用的整体思路及应用方案,通过对微小型零件夹持、精密定位、显微视觉和在线测量等先进装调中关键技术的研究,开发了光纤陀螺、高精度加速度计等产品成套自动装配的技术装备,解决了目前精度不高、装调一致性差、手工作业和产能不足等问题,从而整体提升了机载产品制造技术的水平.     

声波激振的微观机理探讨

在对物质粒子运动和能量传递以及微观粒子运动和能量变化两个层面进行辨证分析和逻辑推理的基础上,结合航空发动机流道内的实际情况,对声波激振的微观机理作了整体描述.得出了若干初步的定性结论.文中分析研究有助于建立物体振动微观粒子运动分析计算的数理模型,推论方法和结论,还有待进一步深入研究确证.     

The Magnetic Electron Ion Spectrometer (MagEIS) Instruments Aboard the Radiation Belt Storm Probes (RBSP) Spacecraft

This paper describes the Magnetic Electron Ion Spectrometer (MagEIS) instruments aboard the RBSP spacecraft from an instrumentation and engineering point of view. There are four magnetic spectrometers aboard each of the two spacecraft, one low-energy unit (20–240 keV), two medium-energy units (80–1200 keV), and a high-energy unit (800–4800 keV). The high unit also contains a proton telescope (55 keV–20 MeV). The magnetic spectrometers focus electrons within a selected energy pass band upon a focal plane of several silicon detectors where pulse-height analysis is used to determine if the energy of the incident electron is appropriate for the electron momentum selected by the magnet. Thus each event is a two-parameter analysis, an approach leading to a greatly reduced background. The physics of these instruments are described in detail followed by the engineering implementation. The data outputs are described, and examples of the calibration results and early flight data presented.     

高超声速飞行器二元进气道试验和计算

设计了一种吸气式面对称高超声速飞行器,针对进气道性能,分别在两座风洞开展通流试验研究。针对第1次风洞试验大攻角状态(α=8°)测量值偏离线性的问题,辅助采用数值模拟手段分析原因,并对试验方案进行改进设计,解决了首次试验出现的问题。结果显示,在典型状态(Ma=5~6)下,进气道起动正常,性能良好,具有一定的抗侧滑能力;随来流马赫数增加,进气道流量系数增大,总压恢复系数减小,计算结果和试验结果一致;试验结果和数值计算的差异主要表现为基本测压方案α>4°后,流量系数和总压恢复系数出现严重的非线性。数值模拟结果表明,主要原因为模型支撑方式及测压方式所引起的偏差,通过改进试验方案,解决了大攻角状态下测量值偏离正常趋势的问题。