超燃冲压发动机燃烧室出口温度场分布CARS测量

针对超燃冲压发动机研究中对燃烧室出口温度场的测量需求以及暂冲式超燃冲压发动机燃烧台架试验中的应用难点,开发了适用于瞬态燃烧场温度测量的单脉冲相干反斯托克斯拉曼反射（CARS）系统及CARS光谱计算和温度反演软件CARSCF。采用USED相位匹配方式来降低湍流影响,结合多尺度小波分析方法来实现CARS光谱降噪处理,提高信噪比。在暂冲式脉冲燃烧风洞上开展了来流马赫数2.6条件下超燃冲压发动机燃烧室出口温度测量试验,获取了超声速来流（冷态）建立、H₂点火加热空气、建立超声速燃烧流场直至试验结束过程中的燃烧室出口温度,以及煤油/空气燃烧时燃烧室出口温度场分布。结果显示,超声速冷流时温度处于低温（约205K）状态,随着H₂点火加热来流空气,来流温度上升至853K;随着煤油/Air点火,温度急剧上升,稳定燃烧状态下燃烧流场温度为1970K±144K。燃烧室出口截面温度场分布测量结果显示,高温区位于燃烧室出口截面上侧区域,而燃烧室出口截面上中间区域的温度低于上下两侧。燃烧室出口温度分布CARS测量结果与火焰自发光成像结果一致,表明单脉冲CARS技术用于瞬态燃烧流场温度测量的可行性。     

参数曲线形状修改

提出一种新的、基于余弦伸缩函数、针对参数曲线的形状修改与变形方法。首先定义了特殊的伸缩函数 ,在此基础上构造了形状算子矩阵 ,其次将该矩阵与伸缩中心及主方向结合构造出两种变形矩阵 ,最后用变形矩阵去乘待变形曲线在局部坐标系下的位置向量 ,或用它乘以给定向量场再加待变形曲线在原坐标系下的位置向量从而产生变形效果。伸缩函数含有若干可变参数 ,每个参数可产生不同的形状修改效果 ,比如控制被修改部分与未修改部分间的连续阶 ,容易得到理想的变形效果。理论分析实例表明该方法在几何造型 ,计算机图形学等领域有潜在适用性。     

中国月球探测器的成就与展望

全面而简要地回顾了国内外月球探测的发展历程,介绍了中国月球探测器的工程研制和飞行任务实施情况,总结了中国月球探测器取得的技术成就和科学成果,展望了中国月球探测器的未来发展。     

AUSM+-up格式在无网格算法中的推广

将AUSM -up格式推广运用到了无网格算法中.在点云离散的基础上,运用曲面拟合和AUSM -up格式求得数值通量;采用四步龙格-库塔方法进行时间推进,并引入当地时间步长和残值光顺等加速收敛措施.为了验证本文方法的计算精度和鲁棒性,对NACA0012翼型跨声速流动、某三段翼型低速绕流、平行错位NACA0012双翼超声速、高超声速流动进行了数值模拟.     

航空发动机雷击电磁仿真工程简化技术

针对目前大型电器复合体三维电磁仿真过于耗时的问题,以某型航空发动机雷击电磁仿真任务为例,提出移除零部件 与简化几何结构相结合的方法对整机几何模型进行简化。简化部件包括发动机的压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管。采用传输线矩 阵法进行仿真分析,得到不同零部件对发动机控制器线缆感应电流的影响,量化不同简化方法的影响,并且通过仿真验证了工程 简化方案的合理性。结果表明：简化方法缩短了70%的仿真时间。     

Satellite proximate interception vector guidance based on differential games

This paper studies the proximate satellite interception guidance strategies where both the interceptor and target can perform orbital maneuvers with magnitude limited thrusts. This problem is regarded as a pursuit-evasion game since satellites in both sides will try their best to capture or escape. In this game, the distance of these two players is small enough so that the highly nonlinear earth-centered gravitational dynamics can be reduced to the linear Clohessy-Wiltshire (CW) equations. The system is then simplified by introducing the zero effort miss variables. Saddle solution is formulated for the pursuit-evasion game and time-to-go is estimated similarly as that for the exo-atmospheric interception. Then a vector guidance is derived to ensure that the interception can be achieved in the optimal time. The proposed guidance law is validated by numerical simulations.     

基于保护映射理论的航空发动机LPV/PI 控制

针对具有强非线性特性的航空发动机控制问题,将基于保护映射(Guardian Maps,GM)理论的控制方法应用于航空发动机控制系统设计中。基于某型涡扇发动机非线性模型建立了线性变参数(Linear Parameter Varying,LPV)模型;根据保护映射理论设计不同调度参数下的PI(Proportion Integration)控制器,在设计过程中,只需通过给定的初始控制器就可以自动得到满足性能要求的控制器参数集合,避免了在多个平衡点进行控制器设计;以非线性模型为被控对象,采用积分分离PI控制,在飞行包线内的不同工作点进行仿真验证。结果表明:基于保护映射理论的控制方法在解决航空发动机控制系统的非线性问题时具有显著效果。     

一种小型化宽频带微带阵列天线设计

介绍一种小型化宽频带微带阵列天线设计,采用矩形渐变切角结构和E 型开槽结构,实现微带天线 的宽带化和小型化。馈电网络采用多级并联式T 型功分网络,保证宽频带馈电形式。基于项目需求设计、加 工了一套4×6 单元的微带阵列天线,测试结果表明,该天线在10% 的频带内反射系数优于-10dB,增益大于 20dBi。     

退火对P(VDF-HFP)共聚物薄膜结构和介电性能的影响

设法提高电介质材料的介电性能和击穿特性,进而改善PVDF基的电介质脉冲电容器储能性能,对于促进其在军事和民用领域的应用具有重要意义。偏氟乙烯-六氟丙烯共聚物(P(VDF-HFP))是一类综合性能优良的电介质材料。为了进一步提高其介电性能,文章首先通过溶液流延法制得P(VDF-HFP)薄膜,在不同温度和时间下对其进行退火处理,以考察后处理对P(VDF-HFP)晶体结构及介电性能的影响。采用X射线衍射(XRD)、傅里叶变换红外光谱(FTIR)和示差扫描量热分析(DSC)对样品的晶体结构、结晶度和电活性β相含量进行表征,并对薄膜的介电性能进行测试。结果表明,退火处理可有效提高P(VDF-HFP)共聚物的β相含量,在120℃下退火12 h,体系的β相含量可高达92.1%,对应的介电常数可达15.3(100 Hz),较原始薄膜提高45%,同时样品介电损耗可降至0.019。     

扇翼飞行器的研究进展与应用前景

随着科学技术的迅猛发展,飞机无论在构型还是性能方面都获得了飞速发展,但是新原理飞机的研制却进展不大。扇翼飞行器是近期发展起来的低速大载荷新型飞行器,它是不同于现有固定翼、旋翼飞行器的新构型、新原理飞行器。而国内对于该飞行器的研究才刚刚起步,可参考的文献资料很少。因此,本文通过国内外扇翼飞行器发展状况的研究,对扇翼飞行器研究进展进行总结分析。首先介绍了扇翼飞行器的飞行原理;其次系统地回顾了扇翼飞行器的提出,并总结了其在国内外研究的进展情况;接着根据扇翼飞行器近期的发展动态,对该飞行器的应用前景作出分析;最后总结了扇翼飞行器发展中亟待解决的关键技术,以及其未来发展的难点和趋势。