大脑中的记忆可以被克隆吗？

在回答这个问题之前，我们要先了解一下人类的大脑是如何发育的。人类的大脑从出生到25岁左右都在不断发育，并经历了几个发育高峰期。第一个高峰期在出生后18个月里,此时大脑灰质（即神经元胞体和突触，大脑的主要功能单位）过量产生，然后经历一个被称为“突触剪切”的过程。     

基于eN-数据库方法复杂构型飞机转捩预测

为探索边界层转捩对大型运输机在起降条件和有较大层流区的巡航条件下的气动力精确计算问题，通过在三维RANS求解器中引入eN-数据库方法来预测飞行器表面的转捩位置，并探索转捩对气动力的影响规律。方法与目前流行的基于间歇因子控制方程的转捩预测方法相比，具有计算效率高、易于工程应用、且考虑TS不稳定性转捩因素的特点。在此基础上，通过计算NASA梯形翼来分析起降构型条件下气动力受转捩影响的规律，并通过计算DLR－F6翼身组合体来探索三维构型在巡航条件下的气动力精度。使用eN-数据库转捩判断方法的计算结果与实验值吻合较好，验证了所构建的基于RANS求解器的eN-数据库转捩预测方法的有效性，并为大型运输机气动力精确计算提供了分析工具。     

翼身融合无人机参数化建模与气动特性分析

以亚声速翼身融合无人机概念设计阶段多学科设计优化为应用背景,提出了考虑操纵面偏转的参数化建模与气动分析方法:1)采用CST方法、CATIA二次开发技术建立操纵面未偏转和偏转构型的三维几何外形;2)采用Tcl语言编制具有容错能力的Gridgen脚本,划分网格;3)采用位流分析和工程方法计算气动特性参数.通过iSIGHT软件集成上述步骤,建立了自动化的计算环境,对某无人机进行了建模和气动分析,风洞试验验证表明方法满足概念设计阶段的精度要求.     

洛克希德·马丁欲推混合翼身布局运输机

美国军用飞机的设计理念一直以来都是性能指标第一，油耗指标第二。但是，随着近年来美国军费预算不断紧缩，燃油成本已成为制约美国大型军用飞机使用的关键因素，并开始影响美国大型军用飞机的设计理念。     

基于CFD方法的对拍扑翼推进特性分析

双翼对拍推进相对于单扑翼推进具有效率高,机械设计容易,升力和惯性力平稳的特点。论文采用雷诺平均NS方程和非结构混合运动网格方法求解非定常流场,以NACA0012翼型为例,研究了低速状态下双翼对拍时沉浮运动的振幅、频率、双翼的间距以及沉浮俯仰两自由度相角差等参数对推进效率和推进系数的影响。研究发现,相对单扑翼推进,双翼对拍能够得到更大的推力和更高的推进效率。附加俯仰自由度后,选择合适的沉浮和俯仰相角差,两自由度组合扑动系统的推进性能相比单纯沉浮扑动系统又将进一步得到提高。     

间隙约束二元翼段系统分岔与多解共存现象分析

研究了分段刚度描述的间隙约束二元翼段气动弹性系统,取俯仰角最大幅值处为类Poincaré截面,数值计算得到了系统随飞行速度变化的分岔图,发现飞行速度在Ma=0.71~0.75属于跨临界颤振区,而在Ma=0.75~0.95发生极限环震荡.同时通过构造极限环震荡的四维Poincaré映射分析了极限环震荡的稳定性,结合稳定性和运动流形理论,得到极限环震荡的吸引域一般位于极限环内部并用数值方法进行了验证.且跨临界颤振速度区域中存在多种分岔形式以及多解共存现象,例如由双周期运动直接通向混沌、多周期运动与双周期运动共存现象,振动幅值也存在跳跃现象.     

基于A320飞机横航向控制律架构的LQ设计

前缘缝翼、襟翼活动面及其支承结构的疲劳试验是民用飞机取证前要开展的一项重要工作。在试验中采用主动驱动和随动加载方法加载,不仅能缩小试验规模,同时可提高试验精度。国内某型机采用此技术成功进行了前缘缝翼、襟翼及其悬挂结构的疲劳试验。从试验件及其支承设计、系统构成和载荷与运行三方面,介绍了一种适用于大中型固定翼飞机前缘缝翼和襟翼的疲劳试验技术。     

民用飞机后机身与尾段在球面框处对接研究

民用飞机后机身与尾段的对接往往选择球面框(后压力隔框)位置,球面框是机身气密线的末端,该处的对接设计需要从传力、重量、成本、装配、维修、排水等多方面进行考虑,是民用飞机机体结构设计中非常重要的一个环节。针对民用飞机中后机身与尾段的连接特点,从传力等考虑要素入手,介绍了目前国际上典型机型的成熟方案,并进行方案优缺点分析、比较和总结,为我国民用飞机结构设计提供借鉴。     

250座级翼身融合布局客机气动设计与优化

结合民机客舱结构设计参数和飞机总体设计参数要求进行气动布局设计,获得250座级翼身融合(BWB)布局客机初步气动设计方案.采用数值求解N-S方程的方法获得该布局在巡航和起飞条件下的纵向气动特性.结果表明,在巡航条件下α=2°时最大升阻比Kmax可达15.9.以固定巡航飞行升力系数下最小化飞行阻力作为目标优化了机翼展向几何扭转角分布.结果表明,优化后外侧机翼的负载减轻,减小了激波强度和波阻,从而提高了巡航升阻比Kcruise.Kmax由初始布局的15.9提高到20.7,Kmax由初始布局的15.4提高到19.2,与现役同座级客机接近.优化后起飞特性得到改善,巡航平飞时低头力矩减小,Cm0为更接近零的一小负数,利于操纵.     

栅格翼外形特征对减阻影响的研究

栅格翼相对平板翼有其独特的优越性,对其气动特性进行优化很有必要。采用风洞实验和数值计算的方法,分别对不同翼弦格宽比的栅格翼及不同后掠方式的栅格翼进行了研究,风洞实验结果显示,栅格翼的翼弦格宽比存在一个气动性能的最佳值,使得升阻比最大;数值计算结果证明栅格翼前缘局部后掠能有效减小波阻,是一种新的减小栅格翼阻力的方式。