圆柱／翼型干涉流场的试验研究

在风洞出口低速流中,以NACA0012尾缘钝化翼型为模型,利用粒子成像测速系统,研究了圆柱/翼型结构干涉流动时翼型前缘、近壁和尾缘区域的流场.试验结果表明,由于上游圆柱引起的卡门涡街和翼型相互干涉,在翼型前缘存在大尺度涡的变形、拉伸和破裂,在翼型表面近壁区域和尾迹流场中仅存在小尺度湍流涡,由此可以推断翼型前缘可能是干涉噪声的主要声源区.     

一种亚音螺旋桨声场中间面快速算法

发展了一种改进的亚音螺旋桨声场中间面快速算法。通过引入薄翼假设,在时域里求解ＦｆｏｗｃｓＷｉｌｌｉａｍｓ＆Ｈａｗｋｉｎｇｓ（ＦＷ－Ｈ）方程,对处于自由空间中的亚音螺旋桨声场进行预测。数值计算结果表明,与目前广泛运用的全表面公式（ＳＦＳＭ）、旧中间面公式（ＯＭＳＭ））相比,新发展的快速近似算法（ＮＭＳＭ）所需计算时间和计算机内存约为ＳＦＳＭ方法的５０％,ＯＭＳＭ方法的５０～６０％。若与跨音消失球法（ＴＣＳＭ）相比,所需ＣＰＵ时间只有ＴＣＳＭ法的１０～１３％;而且计算结果也在工程精度允许范围内。在螺旋桨工程设计初期以及所需精度不太高的场合,该法不失为一种可靠的快速算法。     

一种螺旋桨的气动声学设计与实验验证

就螺桨而言,其性能优劣的主要标志是高效率与低噪声,而以螺桨推进的飞机,螺桨为主要噪声源,为满足CAAR36及FAA36等国内外有关航空声学适航条例,要求在设计阶段就能准确地预测远场噪声特性,另一方面,从旅客舒适性角度考虑,以及从结构完整性和安全性角度考虑(即防止声疲劳),则要求能准确地预测近场噪声。这样,在当代螺旋桨设计体系中包括螺旋桨声学设计子系统是完全必要的。      

两个模型螺桨声场性质的实验研究

本文利用两个缩尺模型螺桨在地面上进行了一些声场性质对比实验 ,实验结果表明 ,ARA- D翼型 4叶桨的气动与声学性能均优于 NACA6 4翼型 3叶桨 ,螺桨辐射声场具有指向性特征 ,在螺桨噪声中 ,离散噪声居主导地位 ,其中前几次谐波所占份额又最多 ,这对新型螺桨设计和螺桨飞机舱壁隔声具有一定的参考价值。     

降低超高燃速推进剂表观燃速压力指数的研究

通过对超高燃速推进剂（UHBRP）燃速压力曲线的理论分析，提出了一种降低UHBRP表观燃速压力指数的技术途径。实验上采取密度梯度的方法制造药柱，用大容量密闭爆发器测定了密度梯度药柱的燃速，得到了几乎平台型的燃速压力曲线。达到降低UHBRP表观燃速压力指数的目的，数据重复性良好。     

转子/静子干涉气动声学反问题研究

探讨了通过测量空间有限点声压来反演静叶表面压力分布的转子/静子干涉气动声学反问题。具体从线化欧拉方程出发,将空间有限点的声压与静叶表面的非定常压力分布关联成第一类Fredholm积分方程的形式。鉴于问题的不适定,本文采用奇异值分解与Tikhonov正则化解法相结合的最小二乘方法进行求解,并采用离散Picard条件进行可解性分析,而最优正则化参数的选取则采用广义互校核方法。计算结果表明,在信噪比不是很低的情况下,反演是可行的。      

一种渐变无反射边界条件的建立与验证

建立并验证了一种适用于非线性流动的新无反射边界条件,以简单的迁移方程模型为基础,提出了一种通量渐变消失无反射边界条件。通过乘以合适的函数,在渐变层内偏微分方程中的空间偏导项逐渐消失,从而在边界点上得到只含有时间变量的常微分方程,来解决自由区域处边界造成的定解问题。将渐变边界条件推广到了一维和二维非线性Euler方程,其方程形式简单,便于实现。在计算域边界处采用空间滤波和二维情形时角区内引入牛顿阻尼区提高了渐变边界条件的数值稳定性。在非线性情况下对二维Euler方程渐变边界条件进行了一系列的数值验证,得到了令人满意的数值结果。     

相位共振/相位分离一体化技术在导弹模态试验中的应用

主要介绍了相位共振/相位分离一体化的模态识别技术,并将该技术成功的应用于某型导弹的模态试验,有效的提高了导弹模态的识别质量和效率,具有重要的工程意义.     

航天测控系统中遥测分系统监控自动化

本文介绍了航天测控系统监控自动化的实现。具体讨论了系统主控台与遥测分系统的监控处理器以及遥测分系统内部的监控自动化的实现方法。监控自动化的实现简化了测控站的管理，减少了测控系统的操作及维护人员，为测控系统的操作和维护提供了便利。     

GLONASS-M卫星的研究与应用

对GLONASS-M卫星进行多方面的分析与描述,探讨它在原有GNSS接收机上新的应用并进行了试验验证。试验结果表明,GLONASS-M卫星从总体上提升了GLONASS系统的工作性能,包括精度与功能,揭开了卫星导航发展史上新的一页。