Calculation of the transonic dip of airfoils using viscous-inviscid aerodynamic interaction method

A numerical procedure for the calculation of the transonic dip of airfoils in the time domain is presented. A viscous-inviscid aerodynamic interaction method is taken to calculate the unsteady aerodynamic loads. In the present case the integral boundary layer equations are coupled with the Transonic Small Disturbance (TSD) Potential Equation. The coupling between structural motion and aerodynamic loads is carried out using State Space equation. It is solved by State Transition Matrix technique. Results are presented for NACA 64A010 and NLR 7301 airfoils with structural data from Isogai and DLR, respectively. Comparisons show good agreement with other numerical results. Certain deviations of experimental data taken from literature need more insight in the detailed test conditions.     

独立函数的表达式及完备性

给出独立函数的逻辑表达式和递推关系式。证明了独立函数系的线性完备性。讨论逻辑函数关于独立函数系的展开式、不同极性独立函数系展式之间的关系,以及与Reed-Muller展式之间的关系。这些问题的结论为建立新型的通用逻辑模块奠定了理论基础。     

基于双eN方法的翼身组合体流动转捩自动判断

发展翼身组合体复杂外形流动转捩自动判断方法,对高亚声速民机自然层流（NLF）机翼设计具有重要意义。使用多块结构化网格和三维雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程求解器,耦合边界层方程求解和基于线性稳定性理论（LST）的完全双e^N方法,发展了一套可同时计及Tollmien-Schlichting波和横流不稳定性扰动诱导转捩的翼身组合体流动转捩自动判断方法。对DLR-F4翼身组合体绕流进行了转捩自动判断,将得到的转捩位置与试验结果进行比较,验证了所发展方法的正确性。使用上述方法对配置自然层流机翼的中短程民机翼身组合体外形进行了数值模拟,并将结果与单独机翼的转捩位置进行了对比,结果表明机身三维位移效应增强了自然层流后掠机翼边界层的横流不稳定性强度,导致翼根转捩位置提前至前缘区。     

深空通信中LDPC码的一种译码算法

LDPC码由于具有逼近仙农极限的性能和硬件可实现的编译码复杂度,在深空通信中具有重要的应用前景。文章在简要介绍CCSDS（空间通信系统咨询委员会）中LDPC码编码规范的基础之上,采用多维EXIT图对其译码门限和收敛速度进行了研究,最后重点研究了译码算法,通过改进归一化最小和算法提出了一种自适应归一化最小和算法,该算法保留了归一化最小和算法的所有优点,改善了不同信噪比条件下的译码性能,并解决了归一化因子的选择难题,适合在资源受限的深空通信中应用。
     

Numerical analysis and optimization of boundary layer suction on airfoils

Numerical approach of hybrid laminar flow control(HLFC) is investigated for the suction hole with a width between 0.5 mm and 7 mm. The accuracy of Menter and Langtry’s transition model applied for simulating the flow with boundary layer suction is validated. The experiment data are compared with the computational results. The solutions show that this transition model can predict the transition position with suction control accurately. A well designed laminar airfoil is selected in the present research. For suction control with a single hole, the physical mechanism of suction control, including the impact of suction coefficient and the width and position of the suction hole on control results, is analyzed. The single hole simulation results indicate that it is favorable for transition delay and drag reduction to increase the suction coefficient and set the hole position closer to the trailing edge properly. The modified radial basis function(RBF) neural network and the modified differential evolution algorithm are used to optimize the design for suction control with three holes. The design variables are suction coefficient, hole width, hole position and hole spacing. The optimization target is to obtain the minimum drag coefficient. After optimization,the transition delay can be up to 17% and the aerodynamic drag coefficient can decrease by 12.1%.     

航天器相对导航与控制技术的典型任务

在空间交会对接、在轨服务、近距离目标监视以及航天器编队飞行任务中,通常需要通过相对导航与控制技术对相互邻近的航天器进行控制.回顾了该领域典型的空间任务,特别关注任务、相对导航与控制方法、相对测量设备、推进系统等主要特征,并总结了该项技术的发展趋势.     

脉冲随机微分系统的均方指数稳定性分析

研究了脉冲随机时滞微分泛函方程的均方指数稳定性问题。利用Lyapunov-Razumikhin型方法及随机分析的一些技巧,建立了一类脉冲随机泛函微分方程的均方指数稳定性定理。     

人工释能法求解线性代数方程组

本文建立求解线性代数方程组的人工释能法迭代格式,并给出该迭代格式收敛的充分必要条件和最佳释能时机,同时给出实现人工释能法的数值计算方法及其数值稳定性条件。     

液体推进系统充填过程的有限元状态变量模型

研究了常温推进剂液体火箭发动机充填过程的建模问题。对推进剂充填管道系统进行有限元分割，应用基本守恒定律于充满推进剂的单元和充满气体的单元，两相单元则采用等效流容方程，建立了常温推进剂管道系统充填过程的有限元状态变量模型。模型面向液体推进系统动态过程控制与通用仿真。利用该模型，对一管道充填过程进行了仿真计算，给出了有关计算结果。     

面向硅压阻式压力传感器温度补偿的组合方法

提出一种面向硅压阻式压力传感器温度补偿的组合方法,采用拟合法建立不同温度下压力传感器变换函数,采用基于变换函数系数的线性插值法获得温度补偿后传感器变换函数,设计了压力传感器信号处理模块,开展了基于组合补偿方法的压力信号补偿过程仿真,结果表明经温度补偿后,压力测量精度在0.1%以内,温度补偿过程耗时约10 μs,补偿算法占用片上资源少,能够满足压气机出口压力测量要求。