Experimental study of an anti-icing method over an airfoil based on pulsed dielectric barrier discharge plasma

Aircraft icing has long been a plague to aviation for its serious threat to flight safety. Even though lots of methods for anti-icing have been in use or studied for quite a long time, new methods are still in great demand for both civil and military aircraft. The current study in this paper uses widely used Dielectric Barrier Discharge(DBD) plasma actuation to anti-ice on a NACA0012 airfoil model with a chord length of 53.5 cm in a closed-circuit icing wind tunnel. An actuator was installed at the leading edge of the airfoil model, and actuated by a pulsed low-temperature plasma power source. The actuator has two types of layout, a striped electrode layout and a meshy electrode layout.The ice accretion process or anti-icing process was recorded by a CCD camera and an infrared camera. Instantaneous pictures and infrared contours show that both types of DBD plasma actuators have the ability for anti-ice under a freestream velocity of 90 m/s, a static temperature of -7℃,an Median Volume droplet Diameter(MVD) of 20 lm, and an Liquid Water Content(LWC) of 0.5 g/m~3. The detected variations of temperatures with time at specific locations reveal that the temperatures oscillate for some time after spraying at first, and then tend to be nearly constant values.This shows that the key point of the anti-icing mechanism with DBD plasma actuation is to achieve a thermal equilibrium on the model surface. Besides, the power consumption in the anti-icing process was estimated in this paper by Lissajous figures measured by an oscilloscope, and it is lower than those of existing anti-icing methods. The experimental results presented in this paper indicate that the DBD plasma anti-icing method is a promising technique in the future.     

霍尔推力器羽流对太阳翼的溅射影响规律

霍尔推力器羽流对太阳翼的溅射作用是影响翼板工作性能、卫星供能稳定性的重要因素。为深入研究霍尔推力器羽流在不同布置工况下对太阳翼的溅射影响规律,采用单元粒子/直接蒙特卡洛碰撞模型（PIC/DSMC）求解羽流等离子体的输运过程,其中对离子的扩散作用采用基于菲克定律的求解模型,并以Yamamura溅射模型来求解等离子体对太阳翼表面的溅射产额。为验证修正扩散模型后的算法精度,在真空舱内开展羽流诊断试验,以试验与计算结果的对比来修正扩散经验参数以及验证计算精度。试验结果表明,在扩散系数kd=126×10-36N·m4时,该模型计算误差在87%左右。在此基础上,对不同的推力器方位角、推力器与翼板距离工况,开展羽流对太阳翼的溅射产额计算。计算结果给出太阳翼表面溅射分布随方位角、距离增加的依变规律,并进行了相关透光率影响程度的讨论,可对推力器的星上布置提供参考依据。     

直流电压国家计量副基准与德国PTB国家计量基准的比对

介绍了直流电压国家计量副基准与德国国家物理技术研究院的国家计量基准的比对情况。比对采用北京无线电计量测试研究所提供的两只固态电压标准作为传递标准,以间接比对方式进行,其比对的差值分别为1.018V:2.7×10-8,μc=1.1×10-7;10 V:1.6×10-8,μc=5.1×10-8。     

天对地精确攻击武器末段制导律设计

天对地攻击武器的末端寻的导引控制规律是实现精确打击的关键技术.给出了一种基于变结构控制理论,同时考虑制导律和速度控制律的设计方法.采用在垂直方向增加攻角的方法,调整速度方向的转率,实现落点速度大小控制和螺旋机动弹道.理论分析和仿真研究表明,该制导规律控制精度高,达到了精确打击和机动突防的目的,具有一定的工程参考价值.     

杂质对溶菌酶晶体表面形貌和生长动力学的影响

采用相差显微镜研究了两种杂质蛋白(荧光标记的溶菌酶和商品溶菌酶中的杂质)对四方溶菌酶晶体表面形貌、{110}和{101}表面生长速度以及{110}面台阶生长动力学的影响. 杂质会影响晶体表面二维生长岛的形貌,并显著降低晶体{110}和{101}面法向生长速度. 杂质会显著降低{110}表面台阶的生长速度, 且对〈110〉方向速度的抑制效果显著强于〈001〉方向. 根据切向台阶速度和过饱和度的关系, 计算得到了台阶动力学系数β和台阶的有效表面能及棱边自由能.      

动态发现网络拓扑关系在载人航天任务中的应用研究

介绍了网络拓扑关系动态发现的基本知识,通过对基于地址转发表的拓扑发现算法的分析,提出了基于STP状态表的拓扑发现算法,实现动态发现网络拓扑关系。该算法降低了算法实现的复杂性并提高了拓扑发现的有效性,在载人航天任务中发挥了作用。     

液体火箭发动机推力室可重复使用技术

为了验证液体火箭发动机推力室可重复使用技术,采用流-固耦合方法对推力室内壁材料、外壁厚度、冷却通道高宽比等影响推力室内壁寿命的因素进行了数值模拟.通过计算,得到了推力室内壁在不同内壁材料、不同外套厚度、不同冷却通道高宽比下单循环各阶段的应力、应变分布,对计算结果进行后处理,得到了内壁损伤.结果表明,采用高强度及延展性内壁材料、低刚性外套、大冷却通道高宽比可以减小推力室内壁损伤,延长推力室内壁使用寿命.      

切换拓扑下无人机集群系统时变编队控制

针对多无人机(UAV)间通信拓扑可能发生变化的情况,研究了具有二阶积分特性的无人机集群系统的轨迹跟踪与时变编队控制问题。基于一致性方法设计了编队控制器,将编队控制问题转换成闭环系统的稳定性问题,引入了切换拓扑平均驻留时间的概念,并在此基础上利用线性矩阵不等式(LMI)方法,给出了控制器设计步骤。通过构造分段连续Lyapunov函数,证明了切换拓扑下无人机集群系统能够实现对指定轨迹的跟踪并且实现时变编队飞行。以三维空间运动的无人机集群系统为例进行了仿真验证,结果表明本文所提方法能够解决切换拓扑下无人机集群系统的轨迹跟踪与时变编队问题。     

基于ELM的飞机数字化装配定位运动模型

针对飞机装配中开敞性较差环境下的串联装配机构半闭环定位运动控制问题进行研究,提出了基于极限学习机(EML)算法的飞机数字化装配定位运动模型。通过分析飞机数字化装配串联定位机构的运动学模型特点及性能要求,提出了飞机数字化装配定位运动的单隐含层前馈神经网络模型,并基于极限学习机提出了装配定位运动的数据辨识模型,且最后给出了基于极限学习机算法的定位运动离线辨识方法。通过将某大型飞机机身壁板柔性预定位工装作为试验平台进行验证,结果表明,获得的定位运动模型使直接装配定位精度达到±0.25 mm,满足某大型飞机机身壁板长桁的装配定位精度要求±0.50 mm。试验系统涉及的若干关键技术已应用于某大型飞机的壁板组件装配预定位柔性工装系统。     

低轨微纳卫星全磁自主导航算法研究

针对低轨微纳卫星体积小、功耗低的设计约束,提出了基于低轨地磁的定轨/定姿全磁自主导航算法.该算法仅利用三轴磁强计测量值和卫星动力学方程建立Kalman滤波器,实现了低轨微纳卫星的全自主轨道确定和姿态测量,理论仿真结果表明,该全磁导航算法精度能够满足低轨微纳卫星的一般要求.利用高精度地磁模拟器搭建了微纳卫星全磁自主导航地面仿真验证系统,对算法进行了全物理仿真测试和实验误差分析,进一步验证了全磁自主导航算法的可行性,为低轨微纳卫星提供了一种低成本、高自主、高可靠性的导航方法.