超声速化学反应流动的LU-SGS伪时间迭代空间推进求解

介绍了求解超声速多组分有限速率化学反应流动的伪时间迭代(lower-upper symmetric-Gauss-Seidel,LU-SGS)方法.空间推进求解多组分抛物化(parabolized Navier-Stokes,PNS)方程时,在一个推进面上采用修正的LU-SGS方法迭代至收敛,把得到的结果作为初值赋给下一个推进面.沿推进面依次迭代直至求解完整个流场.采用伪时间迭代LU-SGS方法求解化学反应PNS方程,计算结果的准确性和时间迭代求解完全Navier-Stokes(N-S)方程相当,求解效率提高一个数量级.      

空间推进方法求解抛物化Navier-Stokes方程及其验证

采用伪时间空间推进方法求解完全气体PNS方程。PNS方程采用有限体积方法离散,在推进方向上采用一阶精度迎风格式,在推进面的展向和法向采用三阶精度的MUSCL插值和AUSM类通量构造格式;在推进面上的伪时间推进采用二维LU-SGS迭代方法。通过算例证明,空间推进方法能得到正确的压力、摩阻和热流分布,且计算时间比时间迭代方法快一个数量级以上。     

再人体复杂外形无粘流场数值计算研究

本文在文[1,2,3]的基础上研究了非定常Euler方程的推进迭代方法,并将无波动、无自由参数的耗散差分格式(下称NND格式)发展为隐式、迎风格式,用以计算有差曲控制翼的再入复杂飞行器的育攻角、有侧滑角的超声速无粘绕流流场。其结果是准确的。本文的方法具有以下特点: 1.可以在同一计算程序中实现亚跨超流场的计算:在超声速区域,采用推进技术;在亚跨声速区,则自动选择推进迭代求解技术。 2.NND格式不仅具有公式简单,无自由参数的特点,而且过激波时满足熵条件,不会产生非物理解,也不发生振荡。 3.隐式差分格式的无条件稳定和Gauss-Seidel迭代的快速收敛,计算省时。 本文的方法曾用于烧蚀头部凹陷外形和航天飞机简化外形的计算,能自动选择迭代和推进区域。可以预言,如计算机条件许可,本方法可以用于大攻角的无粘流场计算。     

求解涡扇发动机数学模型的有限域搜索方法

提出一种基于N-R迭代方法的有限域优化搜索法,用于求解涡扇发动机数学模型。该方法不仅具有N-R优化迭代求解特色,还具有将初猜解附近划定域进行泛搜能力,使迭代运算具有强收敛性和平稳性。该方法所定义的迭代因子可通过编程自动调整,进而可以确定最小迭代次数及此意义下的最优迭代因子。      

从试飞数据中提取飞机模态参数方法的研究

在评定飞机的飞行品质时,自然频率、相对阻尼等模态参数是极为重要的.本文介绍了从飞行试验数据中提取模态参数的几种方法。文章的前一部分介绍了运动轨迹分析法,包括一般收敛振荡分析方法、大阻尼振荡分析方法及非周期衰减运动分析方法;而后一部分介绍了参数估计方法,包括迭代探索法和求特征根方法。这些方法都可以应用于飞行试验数据分析.     

二维带动力吸气式高超声速飞行器绕流的PNS-NS混合求解

为了提高吸气式高超声速飞行器绕流的求解效率,采用空间推进求解抛物化PNS(parabolizedNavier-Stokes)方程和时间迭代求解Navier-Stokes(N-S)方程的混合计算流体动力学(CFD)方法来求解高超声速飞行器整机绕流.在超声速占主导的流动区域采用空间推进求解抛物化N-S方程的方法,在亚声速和分离区采用时间迭代求解N-S方程的方法.对于求解二维带化学反应的吸气式高超声速飞行器绕流,混合CFD方法和完全时间迭代方法相比,可得到同等准确的数值模拟结果,并且求解效率提高了数倍.      

高马赫数临近空间无人机主要总体参数设计方法

针对高马赫数临近空间无人机(HSUAV)概念设计的需求,研究一种飞行器主要总体参数设计的改进方法,目的是提高主要总体参数设计的可信度。在现有的约束分析和任务分析方法基础上,通过融入适用性更广、预测精度更高的气动模型和推进系统模型,建立了一种迭代的设计计算流程。应用参数化建模方法建立了气动数值分析模型,应用发动机热力循环分析建立了推进系统模型。应用本文方法完成了高马赫数临近空间无人机主要总体参数设计计算,结果表明:经过若干次迭代设计计算,主要总体参数值收敛;由传统方法确定的主要总体参数与本文方法的结果有明显差别。由于本文方法中使用了可信度更高的气动和推进系统模型,根据本文方法确定的主要总体参数具有更高的可信度。     

间隙非线性气动弹性系统的辨识

间隙非线性气动弹性系统有非常丰富的动力学特征。由于工程实际中间隙不易准确测量甚至无法测量,通常需要通过辨识来建立其数学模型,其中间隙开关点位置是辨识问题中的难点。本文利用间隙开关点将间隙非线性系统区分为3个线性子系统,用Hammerstein模型表示其非线性部分,构造了开关点的迭代序列;并采用非迭代和迭代相结合的方法进行求解,从而成功获得包含间隙开关点在内的该系统所有模型参数;以间隙非线性的二元翼段为例,验证了该辨识方法的有效性。     

滑模观测器在临近空间高动态UAV中的应用

针对临近空间高动态无人飞行器(UAV)再入飞行动态范围跨度大,气动参数存在不确定性等特点,利用李雅普诺夫方法设计了具有不同时间量程的双回路滑模控制系统。其中外环采用常规设计;内环控制器设计将控制力矩分为两部分:一部分对UAV已知的动态部分进行稳定控制;另一部分由相应的滑模观测器生成,用来稳定和削弱飞行过程中的干扰项,以增加控制系统的鲁棒性。该控制系统克服了经典控制方法的缺陷,无需大量的增益调节,而能自动适应非线性和强耦合的对象特性,并能适应大范围环境变化,减小对不同飞行条件下气动与结构参数的依赖性。仿真结果证明了所提出的控制器设计方法的有效性,具有较高的姿态跟踪精度。     

基于漏磁与磁阻系数迭代的三自由度混合型磁悬浮轴承的设计

提出一种基于漏磁与磁阻系数迭代计算的参数设计方法,将软磁材料内部磁场的磁通密度非饱和作为约束条件,以满足最大悬浮力条件下的体积最小化为优化设计目标,通过循环迭代的方式计算各部分漏磁系数与磁阻系数,最后得到该三自由度混合型磁悬浮轴承各部分的结构参数.利用有限元电磁场分析软件对其进行三维电磁场建模与仿真分析,仿真结果验证了该参数设计方法及其结果的合理性与正确性.给出了静态起浮、悬浮、冲击、转速为30000r/min时转轴位移与控制电流的波形.实验结果表明:基于该方法设计出的三自由度混合型磁悬浮轴承具有良好的悬浮特性.      

用于二维无粘跨音速流计算的隐式TVD有限体积法(英文)

本文结合Harten的TVD(Total variation diminishing)概念和有限体公式建立一种求解守恒型Euler方程组的有效方法,采用通量分裂的迎风格式对方程组的隐式算子部分离散化,得到系数矩阵是主对角线占优的线性方程组,采用线Gauss-Seidel迭代推进法求解,提高了数值收敛速度,给出了二维跨音速内流的计算结果。     

一种基于轨道要素形式终端约束的航天器空间变轨迭代制导算法

针对航天器空间变轨任务的制导问题,研究了一种适用的迭代制导算法。在传统迭代制导方法的基础上,直接在地心惯性系中建立最优控制模型,以推力方向矢量为控制量来适应大姿态角变化情形;推导直接以目标轨道要素为终端约束的边界条件,给出终端约束方程求解精度和入轨精度的关系;得到一种简单有效的基于轨道要素形式终端约束的航天器空间变轨迭代制导算法。通过仿真验证了所给制导算法的有效性,相比传统迭代制导方法其具有更强的适应性。     

机床常见故障及排除方法 （三）

这份资料搜集汇编了部分机床的常见故障及排除方法,供有关人员工作时参考。全文分两部分:第一部分包括典型的普通机床和机床液压系统中常见故障;第二部分包括锻压机械、齿轮加工机床、座标镗床、液压牛头刨床、拉床以及各类典型磨床的常见故障。本文前一部分刊登在本刊1989年第2、3期上。这部分的主要内容是锻压机械。     

三维内外热耦合计算热气防冰系统表面温度

提出了一种三维内外强固传热耦合计算热气防冰系统表面温度的方法并进行算例计算.外部表面传热系数计算采用附面层积分方法,内部热气流动与换热采用CFD(计算流体动力学)方法,利用FLU-ENT的用户自定义函数UDFs(user-defined functions)实现蒙皮外表面热载荷计算及热流边界条件的自动加载,使迭代自动推进.对表面温度及外部热载荷进行亚松弛来稳定迭代计算,用强固传热耦合迭代来加快计算速度.所研究的三维热气防冰系统表面温度计算新方法可应用于防冰系统的热性能验证及系统优化.      

用Newton子迭代方法计算前飞旋翼粘性绕流

通过求解Navier-Stokes方程数值模拟了直升机旋翼前飞非定常流场，为了同时保证计算的时间精确性和计算效率，时间推进格式采用了双时间推进方法，在该方法中，子迭代过程由十分高效的LU-SSOR方法完成，且使子迭代过程成为Newton子迭代，空间上应用中心平均的有限体积法进行离散，为了模拟前飞桨时间的相对运动，网格布局采用了运动嵌套网格方法，应用本文方法对-悬停流场进行了数值计算，计算结果与实验吻合较好，尽管缺乏实验数据的验证，对-有升力前飞状态的数值模拟结果是可信的。     

软件实验教学改革尝试——试论软件工程理论与方法在实验教学中的应用

众所周知,一个完整的计算机系统是由硬件系统与软件系统两部分组成的。硬件系统是软件系统的物质基础,软件系统是硬件系统功能得以充分发挥的保证。所以,软件系统是计算机系统中不可缺少的一部分。 所谓软件是指计算机系统中与硬件相互依存的另一部分,它是程序、过程及相关文档资料的集合。 硬件工程的理论和方法与一般信号、电路与系统的处理方法相近,其理论与方法也比较成熟;而软件工程属新兴软科学的一个分支,具有知识与技术高度密集,产品无明显制     

用于雷达方位超分辨的约束迭代Tikhonov正则化算法

针对Tikhonov正则化算法噪声适应能力差和不便于引进额外的约束对解进行限制等缺点,利用迭代Tik-honov正则化算法对雷达方位超分辨进行研究,证明了迭代Tikhonov正则化反卷积公式的收敛性,分析了迭代Tik-honov正则化算法的频域性质,在存在噪声的情况下,提出相应的噪声抑制方法,得到约束迭代Tikhonov正则化算法。针对不同信噪比情况进行了计算机仿真实验,结果表明,与迭代Tikhonov正则化算法相比,约束迭代Tikhonov正则化算法具有较强的噪声适应能力,与常用的约束迭代方法（CID）算法相比,具有较快的收敛速度,初步验证了算法的有效性。     

一种特种阀流量特性计算的经验公式迭代方法

通过分析特种流量调节阀(简称特种阀)的结构特点,建立该特种阀的流量特性数学模型,对其流量特性进行研究,提出一种利用经验公式求解流出系数的快速迭代计算方法。采用该经验公式迭代方法,计算特种阀的流量系数和气体质量流量,并与发动机高空模拟试验数据进行对比分析,验证迭代方法的有效性。对比结果显示,该迭代方法计算的质量流量与实测值具有很好的吻合度,该迭代方法可用于特种阀的工作流量特性计算。     

固旋翼垂直起降混电飞行器推进系统设计

油电混电技术通过对二次能源系统的优化,不但可以提高能源的利用效率,还具有电推进独有的尺寸独立性优势,可以将多个螺旋桨分布式布局而无显著的效率和重量变化,在通用航空技术发展中具有极大的潜力和优势。基于固旋翼飞行器的顶层设计要求以及初始最大起飞重量的估计值,通过性能约束构造混电系统设计区间,先后得到固定翼模式动力系统和旋翼模式动力系统的初始设计参数,结合具体的飞行任务计算出电池和燃油的重量。经过多次迭代计算,并对每一次迭代获得的推进系统参数进行能量运行检验,最终确定推进系统的设计参数,包括混电系统及其各分系统重量、电池和燃油重量等。此外,在推进系统设计区间内,以功率混合度为调节变量,分析了最小化飞行器最大飞行重量(MTOM)和最小燃油消耗2种优化目标的设计差别,为不同应用场景的混电飞行器设计提供依据。最后通过对比分析,验证了设计方法的有效性。     

重复使用飞行器金属热防护系统的有限元分析与设计

金属基热防护系统具有轻质、耐用、可操作性、成本高效等特点,是实现降低重复使用飞行器费用的一个关键技术。通过比较分析超耐热合金防热板和改进型防热板,给出了金属热防护系统的各个部分的设计准则。建立了蜂窝夹芯板和纤维隔热毡的有效热导率的数值预报模型,算例研究表明本文给出的数值预报方法正确。使用二维热分析模型和三维承载分析模型,实现了传热和承载分析的迭代计算,算例表明迭代方法有效、可行,可用于可重复使用飞行器金属热防护系统的分析与评价。