把自拍发给外星人

美国航空航天局的“新视野”号探测器将于2015年7月从冥王星附近飞过，而在那之后，这艘飞船会继续执行任务，向前飞行，并在遥远的太阳系边缘搜寻其他未被发现的冰冻天体，并将来自地球的信息传递到太空。2014年5月底，“新视野”号信息计划项目的组织者宣布，美国航空航天局已经同意清空飞船内存中的冥王星探测任务的数据，用来接收地面控制中心上传的来自全球各地人们的自拍照片。     

RNN在降落伞开伞特性研究中的应用

为了对降落伞充气展开过程中的拉力、速度等关键特性进行预测,结合当下机器学习的研究热点,使用循环神经网络对空投试验数据进行学习和训练。文章对原始数据进行了归一化预处理并且采用批量梯度下降的训练方式;试验验证了循环网络方法对充气过程中重要参数进行计算的可行性;并且说明了时间序数索引项在试验中需带入网络参与计算的特点。试验结果表明,使用循环神经网络对训练集数据的开伞速度曲线拟合效果很好;计算结果能够准确反映开伞过程中的拉力变化趋势,峰值误差小于1%,且峰值时刻误差小于2%。     

气液针栓式喷注器液膜破碎过程和结构的数值研究

为了更好地认识针栓式喷注器雾化场的结构，基于网格自适应加密技术以及VOF (volume of fraction)方法追踪气液的分界面，采用realizable k-ε湍流模型模拟整个流动过程，还原了不同时刻气/液撞击的初次破碎过程，数值模拟结果与高速摄影试验结果定性定量对比均吻合较好，验证了数值方法的准确性。进一步对针栓式喷注器气/液撞击的初次破碎过程、内部流场涡结构、速度场进行分析，研究了初次破碎雾化的动力学过程和机理。研究结果表明：液桥的形成主要是由液洞的扩展和拉伸、合并而形成，而液滴主要是由中心液膜拉伸、液丝断裂以及液桥断裂而形成，液膜破碎阶段形成的涡结构是造成液膜断裂的主要原因。     

工业园区配套住房的成本分担机制——以东北某市谋划的“廉租家户式公寓”为例

农业转移人口市民化成本是新型城镇化推进的主要障碍,其中住房成本占有较大的份额。工业园区是农业转移人口的就业集聚区,现有的保障性住房供给体系并未将农民工全面纳入,尚未充分考虑农业转移人口的临时性居住问题。东北某市运用成本分担机制谋划的"廉租家户式公寓"项目,实现了农业转移人口短期居住的"优区位、高品质、全配套、低租金",形成了政府、企业、个人三方积极参与、合作共赢的格局。该模式的核心要义在于政府的克己惠民,或将成为工业园区周边配套住房供给的可推广模式。     

小白和小箭：50年前的传奇飞行

1960年8月19日11点44分07秒,拜科努尔发射场发射了＂东方＂号运载火箭,将重量为4,600千克的＂第二艘卫星式飞船＂送入轨道,在舱内的弹射容器内有两只狗狗,它们的名字分别叫做“小白”和“小箭”。     

基于自回归与最小均方理论的振动环境下 光纤陀螺仪滤波方法

针对振动应力下光纤陀螺产生测量误差增大的问题,从振动对光纤环的影响机理出发,分析了振动应力下光纤陀螺干涉信号的表现形式,提出了基于自回归最小均方滤波理论的光纤陀螺滤波方法,将AR模型的平稳性和最小均方根滤波的自适应性相结合,提取平稳数据的特性参数,对高频信号进行滤波,降低非互易相移产生陀螺角速度误差值的干扰.试验表明,该方法简单可行,有效地降低了振动应力下光纤陀螺输出信息的噪声,抑制了由振动引起的陀螺漂移.     

基于蒸发式值班稳焰的涡轮基组合燃烧室燃烧性能研究

对涡轮基组合循环发动机(Turbine based combined cycle,TBCC)组合燃烧室进行了试验研究。研究首先设计了组合燃烧室模型及相关的试验系统,并在此基础上开展了不同工作模式下,进口速度系数、温度和油气比对燃烧室燃烧性能影响的试验研究。研究结果表明:随着外涵进口速度系数(λ=0.25~0.40)的增加,点火总油气比、贫油熄火总油气比均增加,燃烧效率提高;随着外涵进口温度(343~473K)的增加,点火总油气比和贫油熄火总油气比减小,燃烧效率提高;随内涵进口速度系数的增加,燃烧效率提高。试验中获得最小点火总油气比为0.0045,最小贫油熄火总油气比为0.002。     

预燃式等离子体射流点火器工作特性实验研究

为解决发动机点火包线小于飞行包线的实际问题,提供等离子体点火技术在航空发动机中的工程应用新思路,论文设计了一种预燃式等离子体射流点火器,实验研究了放电特性和射流特性。结果表明,预燃式等离子体射流点火器与空气等离子体射流点火器相比,在提升射流能量降低电源功率方面有着较大的优势,电流相同时通入甲烷在较大流量时可减小驱动电源功率,总流量为44L/min时,减幅可达14.99%;同时预燃式等离子体射流较空气等离子体射流稳定,且射流长度增加,扩大了点火面积,有利于点火。     

暂冲式燃气取样系统设计与验证

针对超燃冲压发动机燃烧室综合性能的测试需求,从取样探针、系统管路及附件选型、测控方案等角度设计了一套六点暂冲式燃气取样系统,成功实现了燃气发生器出口2.0 s和发动机燃烧室出口1.4 s取样。分别测量了燃气发生器出口测量截面Ⅰ和发动机燃烧室出口测量截面Ⅱ的O_2、CO、CO_2含量,并采用理论温升法推算燃烧室出口温度约为2 121 K。基于暂冲式燃气取样分析,为评估超燃冲压发动机燃烧室性能提供了新的研究思路。