模型燃烧室湍流亚网格尺度模型

分别采用Smagorinsky-Lilly和k方程亚网格尺度模型,在任意曲线坐标系下对模型燃烧室湍流流场进行大涡模拟.分别用QUICK和二阶隐式差分格式离散控制方程及其时间项,并用SIMPLE算法进行求解.计算结果与PIV测量数据比较表明:大涡模拟方法能较好模拟旋流器后面回流区的瞬态变化,两种亚网格尺度模型都能较好模拟湍流流动,但k方程亚网格尺度模型稍优于Smagorinsky-Lilly亚网格尺度模型,因此采用k方程亚网格模型更适用于大涡模拟实际燃烧室复杂湍流流场.     

机场刚性道面接缝弯沉测试的非零截距问题

采用HWD对1126个机场刚性道面板接缝进行弯沉测试,研究了机场刚性道面板接缝两侧弯沉随荷载级位变化的规律,结果表明：道面板两侧弯沉-荷载之间存在良好的线性关系;但接缝两侧弯沉-荷载回归直线在弯沉轴均存在非零截距,对于受荷板一侧此值在-136.82～＋75.23μm范围内,未受荷板一侧此值在-52.95～＋97.98μm范围内,此非零截距对于弯沉比传递系数的影响最大可达130%。分析指出弯沉-荷载曲线的非零截距为HWD车架及轮胎回弹和道面板回弹综合作用的结果,在弯沉比传递系数计算中应予以修正,提出了修正的弯沉比传递系数计算公式及根据接缝两侧弯沉-荷载回归直线斜率之比定义弯沉比传递系数的方法,可以彻底消除荷载级位对于道面传荷能力测试结果的影响。     

Gravitationally bound geoengineering dust shade at the inner Lagrange point

This paper presents a novel method of space-based geoengineering which uses the mass of a captured near Earth asteroid to gravitationally anchor a cloud of unprocessed dust in the vicinity of the _L1${\mathrm{L}}_1$ position to reduce the level of solar insolation at Earth. It has subsequently been shown that a cloud contained within the zero-velocity curve of the largest near Earth asteroid, Ganymed, can lead to an insolation reduction of 6.58% on Earth, which is significantly larger than the 1.7% required to offset a 2 °C increase in mean global temperature. The masses of the next largest near Earth asteroids are found to be too small to achieve the required level of insolation reduction, however, they are significant enough to be used as part of a portfolio of geoengineering schemes.     

AltBOC非相干鉴相曲线赋形无模糊跟踪方法

针对全球导航卫星系统中使用的交替二进制偏移载波（Alternative Binary Offset Carrier,AltBOC）调制信号存在跟踪模糊的问题,提出了一种非相干鉴相曲线赋形无模糊跟踪方法。该方法使用两个线性组合码与接收信号的互相关组合来实现非相干鉴相曲线。讨论了具有良好抗多径性能的非对称无模糊目标曲线的设定原则。提出了一种基于线性方程组最小二乘解的鉴相曲线赋形方法。给出了针对AltBOC(15,10)导频信道的权值计算结果并设计了易于硬件实现的跟踪环路。仿真结果表明,该方法能够使鉴相曲线在最小二乘意义下接近于目标曲线。设计出的跟踪环路相对于传统的AltBOC无模糊跟踪环路,具有更好的抗噪声和抗多径性能。     

微纳米压痕测试技术:发展与应用

近年来,具有高精度、高通量的微纳米压痕测试技术,已被广泛应用于研究微/纳米尺度下材料力学性能演化规律和变形行为中。然而,在航空航天材料试验测试领域,令研究人员更感兴趣的往往是如何更好地揭示材料工程性能,更好地理解材料在服役环境下变形损伤机制。因此,接近材料真实服役环境（如高/低温、电/磁场）下的微纳米压痕测试系统更具应用潜力。首先对传统的微纳米压痕测试技术进行回顾总结,涉及测试系统的组成、经典分析理论方法及其面临的尺度/尺寸效应。然后,简要描述典型磁电弹性材料在力-电-热-磁多场耦合环境下接触力学行为的解析模型,并着重阐述面向材料实际服役环境下的压痕测试技术的典型应用,包括高/低温纳米压痕测试和电/磁场耦合条件下的纳米压痕测试应用。最后,讨论了目前发展所面临的主要问题和挑战,这对微纳米压痕测试技术的进一步发展和先进应用具有重要意义。     

基于DFR法的复杂载荷谱的等损伤简化方法

载荷谱简化是缩短疲劳试验时间的有效方法。本文在综合考虑三参数S-N曲线的全寿命适应性、细节疲劳额定(DFR)法计算简单可靠以及等损伤折算法不改变总损伤特点的基础上,提出了一种载荷谱的折算简化方法。该方法首先以块谱中某一载荷水平与最大载荷水平一次循环造成损伤的比γ作为判断依据,设定损伤比门槛值γac,以确定折算载荷,其中损伤计算采用了三参数S-N曲线和DFR法;其次考虑谱型对疲劳试验结果的影响,引入块谱形状因子,以减少简化谱改变谱型而对疲劳损伤及疲劳寿命分散性带来的影响;最后引入了疲劳极限附近小载荷的处理方法,形成了等损伤载荷谱简化方法。试验证明,原载荷谱与简化谱的损伤基本不变,但试验时间可大大缩短。     

小天体高速撞击器视线制导律设计

针对小天体高速撞击器设计了一种视线制导律。为了解决轨道修正机动时机选取问题 ,本文引入B平面点位误差椭圆描述预测撞击点的置信度,通过控制撞击点落入指定的误差 椭圆概率区域内,将轨道修正机动时刻选取问题,转化为对发动机开关曲线的设计。该制导 律利用当前位置、速度信息构建视线旋转角速度与距离变化率,驱动发动机开关抑制视线的 旋转角速率,使其最终撞击到目标点上。严格的蒙特卡罗仿真表明,该制导律在节省燃料的 同时,可以使撞击精度比预测制导方法提高100米以上,达到250米以内。
     

超声振动载荷下S06钢的长寿命疲劳性能

采用超声疲劳试验方法对新型沉淀硬化马氏体不锈钢S06钢在106~109周次范围的疲劳性能进行测定,结果表明:S06钢在循环周次大于107周次的范围仍然发生疲劳断裂,在106~109之间,应力寿命曲线持续下降,不存在疲劳极限,用107周次的条件疲劳极限来对S06钢长寿命构件进行无限寿命设计是不安全的.用载荷类型相同并且试样尺寸相近的高频疲劳试验方法对S06钢104~107周次的疲劳性能进行测定,将数据与超声疲劳试验结果进行对比发现:超声疲劳试验方法获得的S06钢的疲劳强度更高.用两种加载频率下106~107周次左右的试验数据拟合得到中值应力寿命曲线,根据应力寿命关系式中的疲劳强度系数的比值来对超声疲劳试验数据进行修正.在考虑了裂纹萌生机制和进行了频率影响修正的情况下,用线性异方差回归方法将超声疲劳试验数据拟合得到S06钢的长寿命P-S-N曲线,为长寿命构件的疲劳设计提供了基础.     

基于分形理论的航空发动机推力性能衰退规律研究

航空发动机在寿命周期内的使用过程中由于积垢、腐蚀、侵蚀等因素的作用,其部件及整机的性能逐渐衰退,这不仅导致航空发动机的使用性能下降,更对飞行的安全性、可靠性和经济性构成严重挑战。由于航空发动机本身及影响因素的复杂性,本文从研究复杂系统的角度出发建立了基于De Wijs分形理论的航空发动机推力衰退模型,在此基础上对航空发动机的推力性能衰退规律进行了分析和研究。研究发现航空发动机使用过程中全加力状态推力的衰变具有生物体寿命衰退特征,并在一定程度上可用维数为0.761的De Wijs分形曲线近似。     

P—S—N曲线的测定及数据处理

根据３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ高强度钢的疲劳试验结果，系统地介绍了该材料Ｐ－Ｓ－Ｎ曲线的测定、绘制、数据处理方法，并阐述了Ｋｔ＝５时的材料疲劳特征。还附有数据处理用表。