风洞自由飞模型俯仰阻尼导数的提取方法

本文介绍了提取风洞自由飞模型俯仰阻尼导数的一种方法。使用非线性微分方程对模型姿态角进行参数辩识而得到以瞬时角位移表示的俯仰阻尼导数。假定在每个振动周期内模型阻尼变化小,且阻尼导数对称。使用 Kryloff-Bogoliuboff 方法对瞬时阻尼进行平均化处理便给出以角振幅表示的模型俯仰阻尼导数。这种角振幅表示法使模型非线性阻尼导数具有良好的重复性。因此,风洞自由飞模型非线性俯仰阻尼导数表示为角振幅的函数更为合理。而且在实验数据的角振幅变化范围内提供较为可靠的结果。     

如何使用CFD来确定风洞实验模型的缩尺比例——风洞试验模型设计准则从感性到理性的飞跃

对上百年传统的风洞试验模型缩尺比例的确定方法,提出了疑问,并且从N-S方程出发,指出了这种“传统”方法不符合相似理论,具有很大的随意性和盲目性。因而按“传统”方法给出的模型尺寸所提供的风洞实验气动力数据是不准确的,不能满足当今世界现代战争精确打击的战术技术要求。因此,必须按文中提出的,满足N-S方程解的相似性要求去确定模型的尺寸,才是今后风洞实验模型设计的方向。从这一点出发,文中还提出了一些新的概念,并且扩展到如何应用CFD来作为风洞实验相似理论辅助研究的设想。     

Numerical analysis of broadband noise reduction with wavy leading edge

Large Eddy Simulation(LES) is performed to investigate the airfoil broadband noise reduction with wavy leading edge under anisotropic incoming turbulence. The anisotropic incoming turbulence is generated by a rod with a diameter of 10 mm. The incoming flow velocity is 40 m/s and the corresponding Reynolds numbers based on airfoil chord and rod diameter are about 397000 and 26000, respectively. The far-field acoustic field is predicted using an acoustic analogy method which has been validated by the experiment. A straight leading edge airfoil and a wavy leading edge airfoil are simulated. The results show that wavy leading edge increases the airfoil lift and drag whereas the lift and drag fluctuations are substantially reduced. In addition, wavy leading edge can significantly change the flow pattern around the leading edge and a pair of counter-rotating streamwise vortices stemming from each wavy leading edge peak are observed.An averaged noise reduction of 9.5 dB is observed with the wavy leading edge at the azimuthal angle of 90°. Moreover, the wavy leading edge can mitigate noise radiation at all the azimuthal angles without significantly changing the noise directivity. The underlying noise reduction mechanisms are then analyzed in detail.     

大型客机气动设计综述

中国大型客机研制过程中追求"三减，四性"：减阻、减重、减排，安全性、经济性、舒适性、环保性。中国大型客机采用翼下常规布局形式，放宽静稳定技术，发动机选用CFM公司Leapx-1C发动机，这对气动设计技术在工程适用性上提出了极高的要求。大型客机是中国第1架完全自主知识产权民用飞机，本文综述了其设计过程中采用的先进气动优化设计方法、CFD分析和充分的风洞试验验证，说明了超临界机翼设计、高效增升装置设计、飞机/发动机一体化设计、尾翼设计、翼梢小翼设计和部件精细化减阻设计技术，能实现大型客机的减阻应用设计。研究表明，中国大型客机在气动设计水平和设计方法上取得了一系列的进展和突破，实现了设计具有较强竞争力的先进民用飞机的目标。     

干涉SAR中相位图的噪声抑制

探讨干涉合成孔径雷达(INSAR)中干涉相位图的噪声抑制方法.在讨论多视平均法抑制噪声的基础上,提出了极限平均视数的概念,推导了极限平均视数的确定公式.在比较条件邻域平均、模糊中值滤波和模数滤波3种非线性噪声抑制方法的基础上,提出了一种结合多视平均和非线性滤波的干涉相位图噪声抑制实现方法,并用ERS-1/2数据的实际处理结果验证了方法的有效性.      

装备修复性维修工作项目确定方法

针对研制阶段保障性分析完整性的需求,基于语义相似度计算技术、FMECA(Failure Mode, Effects and Criticality Analysis)信息特点和对单元级、系统级相似性的度量要素研究,提出了装备修复性维修工作项目确定方法.该方法解决了故障模式层次不准确时单元相似度计算结果失真的问题,通过对单元相似度到系统相似度的定量拟合,完成对系统相似性的度量,并依据其结果辅助确定修复性维修工作项目;该方法支持计算机辅助,在提高效率的同时,一定程度上消除了由分析人员带来的结果差异性,规范了修复性维修工作项目确定流程.最后通过实例说明方法的可操作性.      

压敏漆图像数据处理技术

针对压敏漆工程应用的迫切需求,开发了压敏漆图像数据处理软件.采用了两种图像配准方法,并对二者的配准效果进行了对比.介绍了两种图像数据三维还原方法,采用直接线性变换将二维图像坐标与模型空间坐标联系起来,得到了模型表面的真实压力分布数据.引用作者在超声速风洞中完成的三角翼模型压敏漆试验的部分结果,验证了图像数据处理程序的有效性.     

基于形态距离的真空热试验数据相似性度量研究

针对真空热试验过程中的数据自动化监视需求,利用数据挖掘手段开展数据异常监测方法研究,提出了一种改进DTW-形态距离相似性度量算法,通过调整形态符号的计算方法,避免了数据规范化带来的形态符号计算失真问题。对实际样本数据相似性聚类准确率进行统计分析,获得了相关参数的最佳取值范围,达到了较高的聚类精度。     

基于编译优化和反汇编的程序相似性检测方法

提出了基于编译优化和反汇编的程序相似性检测方法,能够检测出标识符重命名、增加冗余语句、等价的控制结构替换等12种学生常用的抄袭手段.基于该方法,设计和实现了一个程序相似性检测系统BuaaSim,采用编译优化和反汇编技术将源程序转化为汇编指令集合,删除和替换汇编指令中对程序本质特征影响不大的易变元素,使用一个与指令顺序无关的决策函数计算程序相似度;还给出一个简单有效的聚类算法,从程序集合中聚类出相似的程序子集.通过与著名的JPlag系统针对两份典型的抄袭样本集进行评测对比,表明本文方法的检测效果具有明显的优势.      

二维扰动对下游圆盘压力分布的影响

通过测量阻力和表面压力,研究了干扰圆柱尾迹产生的二维扰动对下游圆盘气动特性的影响,得到圆盘迎风面压力分布的变化规律,并结合以往流场结构的研究,对其机理进行了分析.结果表明在圆盘与干扰圆柱间距比L/D较小时,圆盘迎风面低压区宽度随间距增大迅速增加;当L/D>0.7时,对于同一直径的干扰圆柱,圆盘迎风面低压区宽度基本保持不变;对于不同直径的干扰圆柱,在圆盘前产生低压区的宽度随圆柱直径的增加而变大.此外,利用这种干扰方法,可以降低圆盘阻力,实验得到圆盘阻力可减少约9%,相应的圆柱/圆盘系统的阻力可减小4%.