毫秒级资料处理的新方法：1991年5月16日2.84GHz太阳资料分析

本文对1991年5月16日事件的资料进行了数据处理,不仅证明毫秒级资料可以通过平均平滑还原为秒级,还表明经1990年修改后的2.84GHz接收机输出的不同时间常数资料内部是自洽的。同时对太阳毫秒级资料作带通滤波将不同时间尺度的快速起伏分离出来。虽然在1991年5月16日的太阳资料中仅能发现亚秒级的起伏,但这种新的资料处理办法对今后的太阳射电快速起伏资料研究与证认是有帮助的。     

地球静止卫星在轨东西向保持的理论和实测结果分析

本文对地球静止卫星在轨东西向保持做了定性和定量的描述;对反映东西保持漂移环的几个重要参数做了理论和实测结果分析。分析结果表明:用实测星下点统计计算得到的卫星东西漂移加速度和卫星同步半径与理论计算有较好的一致性。     

圆弧形榫连结构高/低循环疲劳试验研究

针对大涵道比涡扇发动机风扇叶/盘榫连结构,提出了缩比为1:2.5的圆弧形榫连结构疲劳试验方案,分别设计了高、低循环疲劳试验件及其夹具,并进行了疲劳试验验证.为了简化试验,低循环疲劳试验采用拉-拉循环加载试验方案,高循环疲劳试验则通过测定试验件1阶弯曲振型下的疲劳极限来实现.在低循环疲劳试验中,试验件结构的裂纹萌生寿命远大于60000次循环,具备足够的抗低循环疲劳能力;在高循环疲劳试验中,试验件结构在设计目标为207 MPa下通过了3×107循环的疲劳寿命考核.结果表明:圆弧形榫连结构的高、低循环疲劳试验装置设计合理,实现了预期的试验目标;所设计的圆弧形榫连结构具有良好的抗疲劳性能,满足大涵道比发动机的寿命设计目标;失效形式为由微动磨损引起的疲劳裂纹萌生和扩展.     

PLC与OP在综合测控系统的设计

基于可编程控制器(PLC)与操作员面板(OP)创新结合的平台,提供了一个安全可靠、实时操作和高效快捷的测量和控制系统,不仅扩展了PLC的功能,使其具有图形化、交互式工作界面的独立系统,而且大大减少了操作台上开关、按钮、仪表等的使用数量,使得编程和操作工作非常轻松舒适.提出了利用西门子S7-300系列PLC、OP构成的综合测控系统设计方案.设计了测控系统的组成、PLC和OP硬件结构及软件框图、操作面板组态画面以及主要监测功能,在实际的应用中提高了自动化测试程度及测试的数据精度和准确性,取得了良好的应用效果.     

合成双射流控制NACA0015翼型大攻角流动分离试验研究

设计了一种卧式合成双射流激励器(DSJA),并对其在翼展中段控制NACA0015翼型大攻角流动完全分离进行试验研究,分析了合成双射流激励器两射流出口位置及射流能量对控制机翼流动分离的影响规律。结果表明:合成双射流激励器对机翼大攻角流动分离具有很强的控制能力,可显著提高机翼流动分离攻角;合成双射流激励器两射流出口相对分离点的位置是影响控制效果的重要参数;合成双射流激励器两出口任一出口位于分离点之前,且越靠近分离点,其对边界层分离的控制效果越好,并且当分离点位于合成双射流激励器两出口之间,且离第一出口位置较近时,合成双射流"接力"控制机翼分离的效果更加明显;与合成射流"单射流"相比,合成双射流"两射流"对分离点位置的有效控制区域明显增大。此外,提高合成双射流激励器的射流能量,其控制机翼流动分离的能力提高。     

燃烧室构型对固体燃料超燃冲压发动机自点火的影响

数值研究了PMMA（聚甲基丙烯酸甲酯）在带凹腔的固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中的瞬态自点火机理以及燃烧室构型对自点火的影响.基于求解非定常二维轴对称RANS（Reynolds-averaged Navier-Stokes）方程建立数值模型,湍流模型采用SST（shear stress transport） k-ω模型,燃烧模型采用有限速率/涡耗散模型.结果表明:反应物在凹腔提供停留时间内,产生的化学反应热能够持续积累并提高,使得反应气体达到点火温度时,燃烧室能够实现自点火.凹腔长度、凹腔直径、收敛角和平直段直径是燃烧室构型中影响自点火的主要因素.并提出了一种阶梯式凹腔构型,用于增强自点火性能.      

基于IMU的机载TOPSAR目标定位方法

Burst工作模式和方位波束的主动扫描使得TOPSAR工作模式能够有效削弱ScanSAR模式的扇贝效应,同时也导致图像方位向像素位置与回波脉冲的关系变得复杂,给目标定位带来了很多问题。惯性测量单元(IMU)数据记录延时也会导致方位向定位误差存在,精确估计这个误差能够大大提高目标的方位向定位精度。从TOPSAR数据采集的几何关系和成像过程出发,结合机载IMU数据,提出了一种新的机载TOPSAR目标定位方法。该方法能够直接从TOPSAR斜距图像中获取目标的经纬度信息。通过实际飞行试验获取的机载TOPSAR数据验证了该方法的有效性,能够获取25 m的平均定位精度。     

纳秒脉冲等离子体分离流控制频率优化及涡运动过程分析

将纳秒脉冲驱动的介质阻挡放电等离子体激励器应用到NASA SC（2）-0712翼型上,在迎角分别为15°和20°时,开展了在不同雷诺数下的分离流动控制研究。通过模型表面静压测量,得到了不同激励频率下的分离流动控制效果。对翼型表面压力进行分布积分,得到了在不同雷诺数和激励频率下的升力系数,表明分离流的控制效果有一个较宽的激励频率范围,只要激励频率落在相应的频带范围内,均能实现有效的分离抑制。流动显示结果表明,分离流的控制在瞬时表现为放电后可形成大尺度旋涡拟序结构。旋涡的周期性产生、运动和演化造成了分离剪切流动的动态变化过程,从而促进了高/低速气流的动态掺混。     

飞机舱内噪声的研究现状

飞机舱内噪声是影响乘客舒适性的一项重要指标,舱内噪声的最小化是国内外共同追求的目标。在对飞机外部噪声源特性进行介绍的基础上,对噪声源/传递路径识别、舱内降噪措施以及声学试验计算等方面进行了综述。其中,噪声源以及噪声传递路径识别主要从各种识别技术手段方面展开了讨论,包括频率分析法、相关技术、修改噪声传递路径、空气传声以及结构传声的识别。而舱内降噪方法主要从被动降噪与主动降噪两方面进行全面介绍,指出被动降噪是一种修改与优化噪声传递路径的方法,而主动降噪能自动感应识别并控制噪声源,并分别给出了两者的优点及其局限性。在噪声测试与仿真模拟方面则介绍了国内外地面实验室舱内噪声的研究情况,并指出了国内的不足,对仿真计算理论进行了梳理,列出各自的适用范围。最后,指出了目前舱内噪声研究依然存在的问题与挑战,并给出了未来的研究方向。     

变几何涡轮叶栅叶端小翼的气动性能

针对大子午扩张变几何涡轮在可调静叶转动时旋转轴端严重恶化端区流场的问题,提出在可调静叶的机匣端部应用小翼结构的方法以克服这一问题并减少叶端间隙泄漏流动。应用数值方法和标准k-ω两方程湍流模型,并结合低速风洞试验,首先研究了可调静叶栅小翼端部流场及损失分布,并考虑了可调静叶转动的影响,随后给出了叶端凹槽状小翼结构,并评估了其气动性能以及对间隙变化的敏感性。研究结果表明：在可调静叶栅中应用叶端小翼不但可以避免可调静叶转动时旋转轴端恶化端区流场,还降低了叶端间隙泄漏驱动力,从而使得可调静叶在所有转角下都具有较好的端区流动性能,并且叶端小翼结合凹槽结构可以进一步减少间隙泄漏,总体上可调静叶栅总压损失系数降低了8.9%。