翼型大攻角绕流的数值模拟

以求解二维N-S方程数值模拟NACA0012翼型大攻角状态的可压绕流特性;N-S方程是在贴体坐标系中给出的,以代数方法生成C型网格系统。采用LU-ADI格式计算,为提高格式的稳定性在隐式和显式部分分别添加了2阶和4阶人工粘性项。应用BaldwinLomax湍流二层代数模型模拟了大攻角时前缘分离涡的形成,旋涡对流及其非定常现象。在某些Mach数和攻角下NACA0012翼型的湍流解具有周期性。通过比较,本文数值计算结果同实验及国外相应的数值计算结果基本吻合。     

一种用NURBS表示的过渡曲面的生成方法

讨论在两参数曲面上生成显式定义的参数过渡曲面问题。提出了一种围绕两曲面的交线,采用参数化平面与曲面之一的等距面求交,寻找两曲面的等距点,以产生变半径过渡曲面的方法;过渡曲面本身为2次×3次NURBS曲面,充分利用了NURBS曲线可精确表示圆弧曲线的特点,并使得可用统一的算法对过渡曲面进行各种处理。     

非热电子束流在耀斑环中能量的沉积

本文计算了非热电子束流通过库仑碰撞和反向电流过程在均匀截面的耀斑环中的能量沉积,讨论了非热电子束流对耀斑软X射线等离子体的加热和耀斑非热模型的能量收支平衡问题。      

基于TEASER算法的空间非合作目标位姿估计

基于点云的空间非合作目标位姿估计,常受到噪声影响.提出截断最小二乘估计与半定松弛(truncated least squares estimation and semidefinite relaxation, TEASER)与迭代最近点(iterative closest point, ICP)的结合算法,提升空间非合作目标位姿估计精度与鲁棒性.该方法包括粗配准与精配准两个环节：在粗配准环节中,基于局部点云与模型点云的方向直方图特征(signature of histogram of orientation, SHOT)确定匹配对,利用TEASER算法求解初始位姿;在精配准环节中,可结合ICP算法优化位姿估计结果.北斗卫星仿真实验表明：在连续帧位姿估计中,噪声标准差为3倍点云分辨率时,基于TEASER的周期关键帧配准方法的平移误差小于3.33 cm,旋转误差小于2.18°;与传统ICP方法相比,平均平移误差与平均旋转误差均有所降低.这表明所提出的空间非合作目标位姿估计方法具有良好的精度和鲁棒性.     

基于非结构动网格的跨声速非定常流场求解

对用于非结构动网格生成的弹簧近似方法进行了研究.通过采用顶点弹簧方法,分析研究了弹簧倔强系数的取值,同时通过引入防扭转、防挤压倔强系数和边界修正,对标准弹簧近似方法进行了改进.采用改进后的方法并通过耦合求解了基于ALE(Arbitrary Lagrangian-Eulerian)描述的Euler方程,模拟了做谐和振动的刚性无后掠机翼及某翼身组合体的跨声速绕流.结果表明,改进后的方法可以大大提高网格变形能力和网格质量,且计算结果与实验结果吻合良好.     

顾客满意指数--企业经营绩效的非财务评价

介绍国内外建立顾客满意指数的基本情况。结合瑞典和美国顾客满意指数测评方法,说明顾客满意指数测评是一个非常有用的管理工具,它可以回答企业在现代经营环境下的一些关键问题。顾客满意指数是企业经营绩效的非财务评价,是企业持续进行质量改进的一个重要因素。     

基于非稳态间断刹车的刹车盘寿命计算

针对外场刹车盘使用寿命普遍短于试验预测值的问题,通过刹车摩擦系数曲线,以真实碳刹车使用统计规律为区间,拟合非稳态间断刹车的摩擦系数曲线,并运用动力学原理计算单次刹停和非稳态间断刹停的磨损行程,根据磨粒磨损计算公式得出2种刹车方式下的磨损比为1:1.899 7~1:2.036 3,与外场统计结果1:1.88~1:2.09相比,精度较高.计算中发现,在非稳态间断刹车过程中磨损工况变差是造成外场磨损加剧的主要原因,验证了连续刹车过程中形成的摩擦膜对减小磨损的重要作用.研究成果对于刹车寿命试验的改进和不同材料刹车盘外场寿命预测提供了一种理论计算的方法.      

二醇类扩链剂对丁羟推进剂力学性能的影响

采用单向拉伸等方法研究了二醇类扩链剂对丁羟推进剂力学性能的影响，结果表明扩链剂改善推进剂的力学性能效果明显，经分析认为微相分离是扩链剂影响推进剂低温力学的一个主要因素。     

二维柔壁自适应壁风洞中三维模型近音速试验技术

根据跨音速面积律将翼-身组合体模型转变为等效旋成体模型 ;并将风洞的矩形截面转变为等面积圆截面 ;由此通过轴对称跨音速小扰动速势方程求解圆截面风洞洞壁调节量 ;进而得到矩形截面上、下洞壁调节量。以堵塞比为 2 .64%的模型在西北工业大学高速二维柔壁自适应壁风洞中进行了翼面测压试验,并以同一模型在德国宇航院 HKG风洞中 (堵塞比为0 .35 % )做了对比试验。在近音速情况下 ( Ma∞=0 .94,0 .994和 1 .0 0 8),α=0°,2°时两者结果符合良好     

航天非火工压紧释放装置研究综述

压紧释放装置是航天器机构系统中的核心部件,决定了连接承载能力与分离冲击大小。针对航天器对于低冲击解锁分离装置的迫切要求,梳理了近期国内外记忆合金、热切割、石蜡致动和电磁致动4类航天非火工压紧释放装置的相关研究进展,分别对其技术途径、作动机理、性能参数等进行介绍与评述。对国内外研究进行对比分析,总结了我国非火工压紧释放装置技术领域亟需突破的研究方向与关键技术,例如轻量化、低冲击、宽温度范围、高响应速度与高一致性、可重复、低成本。