摘要：传统乘波体设计方法设计状态单一,乘波体偏离设计点状态时高升阻比性能优势难以保持,限制了乘波体在宽速域气动布局设计中的应用.文章从密切锥乘波体理论出发,通过在不同密切面内布置不同马赫数的锥形流场,提出基于可变马赫数流场的定平面形状乘波体设计方法,根据给定前缘型线生成不同展向马赫数分布的基准外形.使用计算流体力学技术分析流场激波结构以及升阻力性能和纵向稳定性,并与传统使用固定马赫数锥形流场的乘波体外形作比较,探索这种定平面形状乘波体在高超声速范围内的宽速域特性.结果表明,基于可变马赫数流场的定平面形状乘波体设计是可行的,可以有效扩大设计空间;在高超声速阶段的宽速域范围内,可变马赫数乘波体具有均衡的升阻比和容积率;但可变马赫数基准流场对纵向稳定性的影响很小.比较等容积、同样平面形状的固定马赫数乘波体,发现在高超声速阶段,可变马赫数乘波体的宽速域升阻性能没有明显优势.

摘要：可变马赫数乘波体被认为在高超声速阶段具有良好的宽速域性能,但学者们将其与传统的固定马赫数乘波体比较时,大都未限制相同的平面形状和容积,导致关于其宽速域性能优势的论证不充分.文章使用定平面形状乘波体设计方法设计可变马赫数乘波体,并生成具有相同平面形状和相等容积的固定马赫数乘波体,以此比较探究可变马赫数乘波体在高超声速阶段的宽速域性能优势.同时结合计算流体力学手段分析流场,给出初步解释.结果表明,与相同平面形状和相等容积的固定马赫数外形相比,在高超声速阶段,可变马赫数乘波体的宽速域升阻比没有优势;同时,可变马赫数基准流场及其导致的乘波曲面变化对纵向稳定性几乎没有影响.我们推测即使采用传统方法设计的乘波体在高超声速阶段也具有较好的宽速域性能,因此未来对乘波体宽速域性能的改进应该着重于亚跨超等严重偏离设计状态的阶段,而不是高超声速阶段.

摘要：根据密切锥方法提出定平面形状乘波体设计,以改善乘波体性能缺陷为目的生成双后掠外形。构建风洞试验模型在高超声速风洞中开展试验,模型分别为弯头双后掠(BEND)和尖头双后掠(CUSP)乘波体,并以一个单后掠外形作为对比模型。综合风洞试验和数值分析手段,研究了前缘钝化的影响,分析对比了模型的升阻力特性、纵向稳定性等性能,发现前缘钝化对乘波体的升阻比影响很大,而高超声速状态的数值模拟结果与风洞试验差别较小,BEND、CUSP模型的升阻比误差分别为0.19%、-0.23%,均小于0.5%。风洞试验和数值模拟数据表明,双后掠乘波体在设计状态保持了“乘波”特性,而且纵向稳定性得到很大提升,验证了双后掠乘波体设计方法和设计外形的有效性。

摘要：使用逆特征线法(iMoC)由给定激波形状求解轴对称流场,并研究其适用性。比较左右特征线交织和左特征线流线交织推进这两种推进方式,发现使用逆向左特征线和流线交织的方法求未知解点,操作比较简单,而且稳定性更好。将激波形状分为凹曲线和凸曲线,分别分析逆特征线法的适用性:对于凹激波形状,结合斜激波关系式证明,使用逆特征线法一般是可以求解波后流场的;对于凸激波形状,当激波角沿轴向减小过多时会发生左行特征线交叉,导致逆特征线法不适用,并进而提出在不适用的凸激波形状段,可以使用一段膨胀流代替。最后结合计算流体力学技术验证本文的方法和结论,为推进逆特征线法在乘波体和进气道设计中的应用提供理论支撑。

摘要：从密切锥乘波体理论提出给定前缘型线的乘波体设计方法,通过给定三维前缘型线分别生成具有上反和下反机翼的双后掠乘波体。使用CFD技术评估不同上/下反机翼乘波体的高超声速气动性能,并选取稳定性判据,研究机翼上下反对纵向和横侧向稳定性的影响。结果表明,上/下反机翼对“乘波”性能影响很小,在高超声速状态仍然保持了高升阻比特性;机翼上反,纵向稳定性降低,机翼下反,纵向稳定性提高;机翼上反可以提高横向稳定性,下反则降低;机翼上反和下反都会提高侧向稳定性,而且上反的效果更明显;同时机翼上反使乘波体的偏航动态稳定性明显提升,而机翼下反对偏航动态稳定性的影响随攻角增大而降低。

摘要：相比于传统乘波体外形,双后掠乘波体在保持高超声速良好性能的条件下能够提升乘波体低速气动性能,但其仍存在低速稳定性不好等缺陷.本文从密切锥乘波体理论提出给定前缘型线的乘波体设计方法,通过给定三维前缘型线分别生成具有相同平面投影形状的上反和下反机翼双后掠乘波体.使用CFD技术评估不同上下反程度外翼乘波体的低速性能,分析升阻特性以及流场涡结构特点.选取稳定性判据,研究上下反翼对纵向和横侧向稳定性的影响.结果表明,机翼上下反对乘波体低速升阻特性影响较小;不同外形均为纵向静不稳定的,且俯仰力矩变化趋势比较类似,机翼下反可使气动焦点位置后移,提升纵向稳定性;机翼上反有助于提升乘波体的横向静稳定性,而下反则会下降;机翼上反可以提升侧向稳定性,且上反程度越大提升效果越明显;同时机翼上反使乘波体的偏航动态稳定性有明显提升,下反则会降低,影响程度与机翼上下反程度呈正相关.通过结果分析,说明通过机翼上下反改善乘波体低速稳定性是可行的,为乘波体在宽速域高超声速飞行器中的应用拓展了途径.

摘要：在应用乘波体设计气动布局时,一般默认乘波面不可修改,这带来了例如下表面修形困难、容积不可调等问题.文章提出乘波依赖区的概念,即决定乘波体主激波的物面区域,借助特征线理论,确定无黏轴对称超声速流场中激波依赖的流场区域,将此部分区域流场作为基准流场,追踪流线生成相应的乘波曲面即为乘波依赖区.根据斜激波理论初步分析了影响乘波依赖区大小的因素,并使用计算流体力学技术对保留不同乘波面范围的测试外形进行了验证,分析后缘截面及对称面流场激波结构及升阻力特性和纵向稳定性.结果表明,仅保留乘波依赖区即可维持主要的激波形状,使得激波附着于测试外形前缘,保持良好的乘波特性.乘波依赖区力图在不破坏乘波效应的基础上,确定乘波体的哪些区域可以修改,对乘波体扩容、减阻、宽速域设计和进气道安装布置具有一定参考意义.

摘要：工程更改分类是构型控制的重要内容,为了满足日益突出的精细化工程更改管理需求,减少工程更改分类判断对人的依赖,需要引入新的分类和管理技术研究商用飞机工程更改分类模型及管理策略。首先,通过分析商用飞机研制过程工程更改的特点,分析工程更改影响力的组成因素,从"重要性"、"紧急性"和"复杂性"三个维度对工程更改影响力进行刻画,构建商用飞机更改影响评价指标体系。然后,采用综合模糊评价方法和坐标映射方法构建商用飞机更改分类模型,并基于八种分类给出与其密切相关的飞机更改管理策略和流程,实现对工程更改精细化管理。最后,以某商用飞机公司典型工程更改为例,讨论并验证更改分类模型和管理策略,结果表明模型有效。

摘要：目的 回顾性研究分析飞秒激光辅助白内障超声乳化手术患者前囊膜撕裂的原因。方法 统计在济南爱尔眼科医院眼科选择飞秒激光辅助白内障超声乳化手术的患者86例(105眼)。所有患者均使用飞秒激光辅助设计完成前囊膜圆形截囊,晶状体预劈核,而后继续完成白内障超声乳化吸除联合人工晶体植入手术,所有患者的手术均是同一名熟练手术医生完成,记录前囊撕裂的患者。结果 105眼中发生前囊膜发生撕裂的患者共6眼(5.71%),其中3眼(2.86%)膨胀期白内障患者在飞秒激光前囊膜切开时前囊膜撕裂,2眼(1.90%)白色白内障(晶状体全白的)患者在取出前囊膜时撕裂,1眼(0.95%)Ⅳ级核白内障患者在超声乳化手术过程中前囊膜撕裂。结论 飞秒激光辅助白内障超声乳化手术在激光发射时或者超乳手术过程中都有可能发生前囊膜撕裂,尤其是白色白内障、膨胀期白内障等患者,通过挑选合适患者,精准规范的手术操作,可最大程度避免出现前囊膜撕裂的并发症,发挥飞秒激光手术的优势。