超疏水/电热协同防/除冰策略在冰风洞中的实验研究（英文）

无人机结冰严重威胁飞行安全。无人机可供能量不足,因此需要一种节能的结冰防护策略。本文以一种内嵌电热膜与外喷涂超疏水涂层（Super-hydrophobic coating and embedded electro-thermal film, SHS-EET）的一体化玻璃纤维复合翼型为研究对象,采用比例积分微分法（Proportional integral derivative,PID）调节表面温度和加热功率。在结冰风洞中开展试验验证了该策略的防/除冰性能。结果表明,没有热源的超疏水涂层不能避免积冰的形成。此外,SHS-EET策略下除冰时间缩短了64.6%,能耗降低了72.3%。当表面温度低于10℃时,SHS-EET实现了干防冰效果,对比电热膜布置在蒙皮内表面的玻璃纤维复合翼型（Fiberglass airfoil with underground electro-thermal film, FG-UET）只能实现湿防冰效果,能耗降低了27.5%。混合防/除冰策略有利于无人机结冰防护系统的发展。     

大气冰非等径孔隙细观结构随机建模方法（英文）

大气冰内部孔隙细观结构是影响其宏观力学性能的关键因素,然而传统方法在精细化模拟孔隙结构中存在局限性。为了更准确地模拟大气冰孔隙细观结构,提出了一种基于统计原理的建模新方法。首先,通过图像识别获得大气冰孔径的统计信息。然后,通过拟合优度检验筛选确定与孔径真实分布相匹配的最优分布函数。其次,给出大气冰模型边界几何尺寸计算公式,并考虑孔隙相交情况,生成大气冰非等径孔隙细观结构随机模型。仿真结果表明,所生成大气冰模型中的孔隙定量信息与实验结果吻合较好,验证了建模方法的准确性和可行性。此外,系统讨论了二维、三维情况下模型参数对孔隙率精度与计算效率的影响。当模型中的孔隙数量达到50时,能够较好地实现孔隙率精度和建模成本之间的平衡,为后续力学性能精细化仿真提供支撑。     

一种面向多虚拟处理器的程序条件断点技术

考虑到载人航天、探月工程中嵌入式软件的编译器存在差异,编译器生成的目标文件格式和嵌入式处理器的不同,基于嵌入式处理器虚拟化技术,提出一种通用的调试信息存储结构,支持不同目标文件调试信息的通用存储;提出一种条件断点控制技术和一种通用条件断点控制模型,实现了面向多种架构虚拟处理器的程序条件断点控制;完成调试器DIP开发和功能测试。将以上技术应用于载人航天、探月工程中多个安全关键嵌入式软件测试,发现了嵌入式软件中的深层软件问题。     

GaAs PHEMT的I-V特性退化机理综述

新一轮信息技术发展背景下,砷化镓赝调制高电子迁移率晶体管在射频通信中的应用值得关注,文章对其I-V特性的主要退化机理进行综述并提出性能优化的方向和措施。文章通过分析晶体管的层结构及层功能,推导晶体管的I-V特性方程,建立器件物理层面的参量与电路层级的参数之间的映射关系,以此寻找其阈值电压、漏源电流及跨导等性能参数的退化规律。为使性能退化过程的叙述条理清晰,文章将主要退化失效机理划分为结构缺陷、电热应力和环境因素三个方面。为舒缓减轻晶体管的退化失效程度,文章从结构材料、加工工艺和电路设计等方面探讨性能的改进空间和优化途径。     

国外航天领域结构标准综述

航天器结构是航天器系统的重要组成部分,是航天器各分系统设备与部件的安装基础,承受航天器发射时的力学环境,保证航天器入轨后在预定轨道上完成各种规定动作和既定任务。通过建立标准对航天器结构从设计、分析、仿真、试验等各个阶段进行规范,保证结构设计正确,能够发挥其功能作用,保证器上设备和人员安全（针对载人航天器）。文章调研国外航天领域结构标准,列出22项国外航天领域结构标准,对其中有关顶层要求、结构设计与分析、结构断裂控制及无损评估、结构建模仿真等的18项典型标准内容进行介绍。     

TSTO并联分离激波/边界层干扰流动特性分析

针对两级入轨飞行器的缩比模型,通过试验与数值模拟相结合的方式,在马赫数6条件下开展典型级间距状态的激波/边界层干扰流场研究,详细分析干扰区壁面及空间的流动结构与特性。结果表明：试验中模型壁面边界层在激波入射之前为层流状态,在强激波干扰后迅速转捩为湍流状态,因此试验结果在第一道激波作用结束之前与层流计算结果吻合,而在第一道激波作用结束之后与湍流计算结果一致;激波/边界层干扰呈现复杂的三维流动特征和明显的开放结构,强激波在壁面形成的高压区呈弧状向下游展开,轨道级头部产生的入射激波在级间来回反射,强度依次递减;同时,干扰区内存在展向弯曲的主分离线与再附线、沿流向排列的二次分离线与再附线、流动剪切形成的旋涡结构以及包括鞍点、结点、焦点在内的临界点;层流边界层受到激波作用形成的分离区明显大于湍流边界层,同时开放特征更为显著。     

引气结构对二元塞式喷管冷却和红外辐射特性的影响

为降低加力状态下二元塞锥表面温度和喷管红外辐射强度,对塞锥进行冷却结构设计。采用数值模拟的方法对比分析了引气结构、冷却通道高度和冷气入口总压比对塞锥冷却和喷管红外辐射特性的影响。结果表明：塞锥冷却后其表面温度和喷管红外辐射强度显著降低;引气腔内无冲击板时,引气角度的改变引起射流核心区位置的变化,造成塞锥头部和前缘展向温度分布差异明显,引气角度为90°时塞锥表面最高温度要比30°和60°的模型高50K;加装冲击板后,冷却通道内的流量分配和塞锥前缘的展向温度分布得到有效改善、塞锥头部的换热得以增强,但同时会引起较大的总压损失,因此相同入口总压比下,加装冲击板后冷却流量降低、塞锥外表面温度升高;随着冷却通道高度增大,冷气流量增加、流速降低,故存在一个最佳通道高度使得塞锥冷却效果最好;以塞锥无冷却为基准,入口总压比为1.0～1.8时,塞锥外表面最高温度降低了470～590K,0°探测角上红外辐射强度降低了25%～33%。     

燃烧条件下火焰筒温度及噪声载荷特性实验研究

航空发动机燃烧室内部高温、气动及噪声等复杂载荷环境是导致火焰筒结构产生裂纹的主要因素之一,掌握火焰筒结构表面载荷特性及其与燃烧参数之间的关系,对于其强度评估非常重要。本文依据某型发动机真实构型设计了典型火焰筒试验件,搭建了模拟燃烧试验平台,发展了热电偶/示温漆组合测温和基于波导管的噪声测试方法,获得了不同燃烧状态下火焰筒表面的温度与噪声载荷分布特征,通过对比试验给出了进口温度、流量、供油量等参数对结构载荷的影响规律。结果表明,火焰筒表面噪声总声压级峰值超过150d B,总声压级、频率特性及分布特征与燃烧状态和结构振动特性等因素相关。     

变后掠角与变翼型厚度机翼的气动特性分析

为了探究变形翼的组合变形对于机翼气动特性的影响,首先,建立不同后掠角、翼型厚度的机翼模型;其次,对模型在宽广速域的扰流流场进行CFD数值模拟;最后,分析了在亚声速下机翼的升/阻力系数、升阻比、流场情况。研究结果表明：后掠角增大会减小升/阻力系数,但升阻比并非总是减小的趋势,速度越高,大后掠角越有优势;翼型厚度增大能够减缓大迎角下升阻比减小的趋势,对后掠角所引起的升阻比变化影响不大,当Ma=0.8时,机翼气动性能较差;同时考虑两者影响时,当Ma=0.8时,大后掠角、小翼型厚度具有较小的阻力系数和较高的升阻比,而小后掠角、大翼型厚度则更适合低亚声速飞行。     

移动平台上基于C/S结构的海量图像检索系统设计

随着计算机网络的快速发展,多媒体信息呈现多样化、爆炸式增长的趋势,如何组织这些庞大的信息,帮助人们便捷地从中检索到自己所需的内容逐渐成为信息行业研究的热点课题之一。图像由于其信息量丰富,在人们的生活中逐渐扮演越来越重要的角色,图像信息检索应运而生。当前的图像检索大多是基于个人电脑平台,移动平台的图像检索应用较少。随着智能技术的日益成熟和移动网络的普及,智能终端由于其便携性和易用性,使得人们获取到信息变得更加容易,移动平台的图像检索由于其满足人们多样化的搜索习惯,也将得到迅速的发展。