底部排气法的减阻特性及在超声速导弹上的应用

采用数值模拟试验的方法较为系统地研究了底部排气减阻中气流的排出方式、流量消耗率、排气孔孔径和排气孔的收敛或扩张角等因素对底部阻力的影响，并将排气减阻的贡献分解为排气冲量和底部压强两部分进行了分析。本文首次将底部排气法应用于导弹上，结合一种具有常规气动布局的超声速导弹进行了底部排气方案设计，采用一种“底窝器”来提高进气道整流罩的底部压强，并进行了风洞实验验证。数值模拟发现，研究范围内流量消耗率的增加、排气孔位置的外移、开孔数目的增加以及开孔率的增加均能明显改善其减阻效果，但其各自的机理不同。前者主要依靠排气冲量的增加，而后三者则主要提高底部压强。风洞实验结果表明，“底窝器”能够明显降低全弹阻力系数，使全弹阻力系数下降2％～3％。     

大型圆柱壳体切削噪声控制的实验研究

在造纸机械烘缸加工的实验缩尺模型的基础上，分析了壳体切削噪声的一般特征以及切削用量对切削噪声的影响，证明了主要声源为切削过程中工件的声辐射。通过几种降噪方案的分析、比较、确定了以隔声措施为主，提高刀杆动态特性措施为补充的降噪方案。设计制作了仅罩住工件的实验性隔声罩，并分析了其隔声性能，指出了其不足与改进措施，在此基础上，设计制作了全封闭型的实验性隔声罩，取得了２５ｄＢ（Ａ）的降噪效果，对刀杆约束阻     

直升机传动系统扭转振动特性分析

传动系统扭转振动是直升机研制过程中必须考虑的一个动力学问题。本文通过分析计算，回答在改型设计中“增装的液压泵与交流发电机对原型直升机传动链的扭转振动特性是否会带来不利影响”的问题。采用阻抗匹配法进行分析，导出各子系统的动刚度表达式，对Ｘ型直升机传动系统扭转振动特性进行分析计算，并与原型机进行比较。     

基于Krylov子空间的直升机降阶控制器设计

目前直升机控制器的阶数往往较高,在保证闭环性能的情况下,如何尽可能地降低控制器阶数是亟待解决的问题。本文将一种基于Krylov子空间的控制器降阶方法应用于直升机模型的控制器,不仅设计出的降阶控制器能够完全符合闭环系统要求;而且该方法不需要解Lyapunov方程和使用工具箱,大大地减小了计算量。仿真结果也表明了此方法的有效性和实用性。     

基于自组织神经网络的空中交通复杂度参数优化及预测

首先介绍了国内外关于空中交通复杂度的定义及研究现状。然后在现有的空中交通复杂度模型中挑选空中交通复杂度参数,再利用自组织神经网络,分析所选取的空中交通复杂度参数之间的关系,达到将高维空中交通复杂度参数进行降维分析的目的。然后对于优化了的空中交通复杂度参数使用RBF神经网络进行预测,比较预测结果,得到最优的空中交通复杂度参数。     

共轴刚性旋翼桨毂中间轴涡流发生器设计与减阻研究

为最大程度地降低共轴刚性旋翼桨毂的气动阻力,在其减阻设计方案中间轴处加装翼型截面的涡流分割器。首先设计了不同展长、弦长、安装位置和数量的涡流发生器加装方案,之后采用求解N-S方程的方法计算和分析了加装涡流发生器之后的桨毂阻力特性、表面压力和空间流动情况等。结果表明加装涡流发生器能使桨毂减阻方案的阻力降低约5%,弦长增大、涡流发生器位置向下桨毂方向移动有利于进一步降低阻力。研究结果可为涡流发生器的应用和桨毂减阻设计提供一定的参考。     

基于小波分析的SAR图象数据压缩与噪声抑制综合技术

本文给出了一种基于小波分析方法的数据压缩与噪声和抑制综合技术，它具有运算简便，能在保持原图精度的同时有效地降低斑点噪声影响的优点。更重要的是，它将噪声抑制与数据压缩过程同时进行，在对ＳＡＲ雷达图象的处理上取得了良好的效果。     

Conceptual design,modeling and compliance characterization of a novel 2-DOF rotational pointing mechanism for fast steering mirror

In this paper, a novel 2-DOF rotational pointing mechanism (RPM) is designed inspired by the guidelines of the graphical approach. The mechanism integrates with a fast steering mirror (FSM) for compensating pointing errors of a laser beam. The design intends to achieve an angular travel of ±10 mrad and steers a 25 mm mirror aperture. A planar flexure with beam flexures accompanied in parallel with an axial flexure build-up mechanism configuration. Compliant mechanism-based RPM ensures high precision and compactness. Compliance characteristics are established based on the stiffness matrix method for four different planar flexure layouts. One layout with best in-plane rotational compliance is then assessed for performance sensitivity to mechanism dimension parameters and parasitic error, thus informing the design space. Rotational stiffness in both the in-plane rotational axes and stress is determined based on finite element analysis (FEA). The wire electrical discharge machining (EDM) is employed for developing the proof of concept for the RPM and is then assembled in FSM. Experiments are conducted to determine the rotational stiffness and angular travel about both in-plane rotational axes. Comparison among theoretical, numerical and experiments reveal excellent linearity of rotational stiffness along the rotational travel range. The maximum theoretical error is less than 5.5% compared with FEA while, the experimental error has a mean of 5% and 3% for both rotational axes thus satisfying the intended design requirement.     

等离子体热效应对NACA0012翼型增升减阻的研究

基于等离子体热效应机理,在来流速度为34m/s和攻角0～12°内,对NACA0012翼型在等离子体激励下的流场特性进行数值模拟。通过研究等离子体激励的位置和数量对翼型的升阻力特性的影响,得出翼型增升减阻的最佳位置和数量。为保证计算模型的准确性,将未激励的翼型流场参数与NASA实验数据进行对比验证。结果表明:未激励翼型的流场计算参数与实验结果吻合度较高;在等离子体单激励下,最佳减阻位置位于翼型下表面的前缘,最佳增升位置位于翼型下表面的后缘,且二者受攻角的影响较大;在翼型下表面的前缘和后缘同时施加激励时,翼型的减阻比约为20%,最大增升比为52%。     

微吹气对湍流平板边界层流动特性的影响及其减阻机理

微吹气技术能够改变平板湍流流场结构,减小平板表面的摩擦阻力。采用直接数值模拟方法,计算了来流马赫数0.7条件下,流场流过光滑平板和NASA-PN2多孔平板表面两种情况,通过对比这两个算例的相关流场特征,验证了微吹气控制减阻的有效性,局部最大减阻率达到了45%,并且由于微吹气控制的"记忆"功能,减阻效果在微吹气流域下游仍会持续一段距离,增加了减阻区域的流向面积。壁湍流摩擦减阻的原因在于近壁区域出现了一个低速的"湍流斑",黏性底层厚度增加,速度型曲线被抬升。但与此同时,边界层内湍流速度脉动也得到了增强。进一步对流向脉动涡演化规律分析,发现微吹气对流向脉动涡发挥着多重作用。在增加流向脉动涡强度的同时,还使得流向涡团向远离壁面抬升,这样减小了流向涡与壁面之间直接作用。此外,微吹射流产生的冲击作用会在流向涡表面留下凹痕,使得流向涡分散成相对小的涡团结构。