以气流马赫数为自变量的新型变比热气动函数

本文给出了以马赫数为自变量的新型变比热气动函数,并对现有的求解变比热热力过程的五类方法,即热力学法、两种常规的和两种新型的变比热气动函数法进行了比较。研究结果表明,在这五类方法中,采用以马赫数为自变量的新型变比热气动函数最为简便。     

一种新型的变比热气动函数

 本文给出了一种新型变比热气动函数。新型变比热气动函数的公式形式与定比热气动函数的公式形式十分接近,计算十分简便,并可以利用气动函数表将变比热问题的计算简化到接近于定比热问题的情况。新型变比热气动函数是求解变比热热力过程的一种十分有效的新方法。     

平行混合的变比热准确解与次准确解

在变比热平行混合计算中，一般多以近似等比热比ｋ处理。变比热气动函数式的推导，提出了解此问题的有力工具。本文较详细地介绍了五ｋ准确解及三ｋ次准确解，证明次准确解足够近似，而定比热解则误差很大。     

马赫数3到7的变比热正冲波的改进解析解及近似解

作者提出的变比热正冲波改进解析解,延伸用于马赫数从3到7情况,求出过冲波后全部气动参数,按马赫数间隔为1列表给出。并附列定比热结果误差。同时提出了只取初温到终温平均比热的单比热比k_(12)近似解,平行列出结果及误差。     

马赫数3到7的变化比热正冲波的改进解析解及近似解

作者提出的变化热正冲波改进解析解，延伸用于马赫数从３到７情况，求出过冲波后全部气动参数，接马赫数间隔为１列表给出。并附列定比热结果误差。同时提出了只取初温到终温平均比热比ｋ１２近似解，平行列出结果及误差。     

变比热激波关系式及其在高超声速进气道计算中的应用

本文根据空气热力性质表建立了空气热力性质的解析表达式,从气动热力学基本方程和激波前后比热比不同出发建立并推导出完全变比热激波方程组及其解法。对分别使用变比热激波关系式与定比热激波和等熵流关系式计算结果进行的比较表明,使用变比热激波关系式进行高超声速进气道气动热力学分析计算,能够减少定比热假定产生的偏差,提高计算准确性。      

基于遗传算法的翼型多目标气动优化设计

采用遗传算法实现了单/多目标情况下NACA0012翼型的气动优化设计。绕翼型的外部无粘流场解采用基于非结构网格的显式时间推进Jameson有限体积方法。遗传算法采用二进制编码,通过外部调用流场解算器对种群适应度函数进行评估。为提高计算效率,使用了动弹网格技术以及使得优化程序可以从任一进化代继续计算的中间进化结果存储技术。优化参数为翼型气动型面,分别以给定来流条件下的升力系数、阻力系数作为优化目标进行了单目标优化设计,并以此为基础,结合博弈论中的Nash博弈,实现了升力系数和阻力系数的多目标优化设计,得到了优化结果。分析表明,该方法具有较高的计算效率,能够给出更优的翼型气动性能,具有一定的实际工程应用前景。     

高超音速飞行的总温总压计算

本文用化学平衡定熵变成份变比热热力计算法(以下称热力计算法〕计算了Ma=0～7.00、高度H=0～40km的总温、总压随Ma数及高度H的变化规律.计算结果与定成份定比热的气动函数法(下称气动函数法)和修正系数法的计算结果及R-R公司的引用数据进行了比较.给出了总温、总压的相对误差δ_T、δ_P随Ma数及H的变化规律.计算表明,热力计算法与气动函数法相比较,在Ma>3.0之后有显著的差别.     

适用变比热的广义气体动力学基本函数

为了计算高马赫数条件下气体动力学参数，引入无量纲的温度平均比热系数m和对数温度平均比热系数n，从气体动力学和热力学基本概念出发，推导建立了能够反映“变比热效应”的广义气体动力学函数和理论动压表达式。广义气体动力学函数在马赫数小于3条件下的简化形式与传统气体动力学函数一致，在马赫数大于3条件下能够有效修正“变比热效应”所导致的传统气体动力学函数计算偏差，通过无量纲系数m、n可以便捷得到总静参数的关系式。     

改进的变比热正冲波解析解

本文推导出不牵动总温的变比热正冲波解析解全套公式,并作了算例,说明改进解析解比原解析解合理、准确、而且简明迅速,所以是先进的。     

变比热平行混合近似解

平行混合变比热改进解析解，合理、简明、快捷，定比热解误差大。在准确的改进解与定比热解之间，探索了几种简化的近似解，从中看出，冷、热、混三气各简化按其自身静温比热比ｋ＿Ｔ作计算的近似解，结果总的误差较小，可供参照取用。算例包括不等总压及等总压混合，并对等总压混合后总压降低作出初步分析。     

叶轮机械任意旋成面叶栅气动杂交命题矩函数型变分有限元解法

本文在文[1]、[2]提供的矩函数变分原理基础上建立了任意旋成面叶栅A类、B类杂交气动命题的变分有限元解法。文中用有限元法对相应的变分原理进行离散,所得非线性代数方程组迭代求解。由解出的矩函数计算流场速度、压力与密度,最后通过积分获得叶片未知边界形状。本文给出的计算结果显示了杂交命题方法的有效性和灵活性,它可以直接用于叶片改型与设计工作。     

基于遗传算法的低雷诺数高升力翼型的优化设计

利用遗传算法进行低雷诺数高升力翼型的气动优化设计,优化后的翼型其气动特性有明显改善,从而表明利用遗传算法进行翼型气动优化的可行性.在优化设计过程中翼型由解析函数线性叠加法表示,并对设计翼型进行了升力系数和阻力系数的气动计算,以提供目标函数和个体的适应值.     

关于“跨音速流的边界积分法”一文的某些问题

 最近杨岞生教授和J.C.Wu教授提出了一种跨音速流的边界积分法。该方法以脉冲压强为基础建立非线性可压缩位流的边界积分表示式,利用边界元法给出了二维、三维机翼跨音速位流的计算方法。我们认为文献[1]在推导该方法的基本方程（即主管脉冲压强的方程）和求此方程的基本解这两个方面存在一些问题。     

包含初值或终值条件为驻值条件的非线性弹性动力学的变分原理

历史上为使初始条件为驻值条件的哈氏型原理曾在文献[1～2]中研究过。但文献[1]中仍要求末时刻位移变分为零;而文献[2]中的形式实为虚功原理。对于线性情形,文献[3]中给出了包括初始条件为驻值条件的哈氏型原理。本文给出非线性情形的结果,并推广其可用于终值问题。     

弹道导弹误差传播特性

在采用式(1.6)的引力模型(考虑了J_2项)和发射条件影响下,本文推导了惯性导航系统误差传播转移矩阵的近似解析解,而文献[1]给出的解是它的一种简化式。利用该近似解,进一步用三角多项式去拟合干扰量,就得到弹道导弹的误差传播特性。这套公式的实用价值在于:利用有限的观测数据就可以估算或预测弹道导弹的误差传播及其落点偏差。     

平板湍流摩阻系数的显式表达式

 湍流摩阻系数的计算是工程技术中经常遇到的问题。计算时所依据的公式多为半经验半理论的结果,如Karman公式,Van Driest公式和Prandtl公式等。这些公式是以隐函数给出的,给计算带来不便。但是不难发现,这类公式经过适当的变换,可以化为统一形式的超越代数方程,这种方程没有有限形式的解析解,本文给出了一种近似解析解。根据这种方法除了导出上述公式的显式表达式外,还对White公式作了修正。当然解超越代数方程最根本的方法是迭代法,本文对此也作了简单讨论。     

复合材料加筋叠层板的轴压稳定性分析

本文在文献[1]的基础上,采用板条有限元与解析解相结合的方法,对复合材料加筋叠层板的轴压稳定性作了进一步分析。着重讨论了位移函数,导出了五种不同板元刚度和载荷组合下的位移表达式,并给出了相应的计算公式和解法。由于把求解控制在实数范围内进行,物理意义明确、收敛性很好。 基于此法编了一个通用程序,计算了一些典型构件及帽型加筋复合材料叠层板,计算值与试验结果或现有的解析解都符合得较好。     

非平稳随机系统动态贝叶斯结构学习关系网

 针对基于图模型自主控制中环境感知问题，提出了连续变量非平稳系统变结构动态贝叶斯网络(DBN)的结构学习模型;讨论了平稳系统常结构DBN学习模型。以上述结论为基础，提出了模糊自适应尺度法用于非平稳系统变结构DBN结构学习，依据非平稳程度函数rb、调节系数m及区间长度Δt模糊推理出步长系数k和窗口系数b，依据具体框架得到变结构DBN，给出了连续变量非平稳系统变结构DBN学习的模型框架和具体算法。仿真结果表明：提出的结构学习框架是可行的。     

变系数飞行器系统气动系数辨识计算与应用

本文研究了变系数飞行器系统气动系数的辨识算法。变系数系统的辨识计算通常是非常困难的。本文依据飞行试验中实际测量,通过对飞行器变系数微分方程组中系数变化趋势的分析,转方程中变系数为一个变化规律已知的函数与未知常数的乘积,把这些未知常数当作待定系数,然后推广Newton-Ra-phson法到变系数微分方程组中,通过迭代法求这些待定系数,这样就使得复杂的变系数飞行器系统的辨识计算得以实现。为了证明这种算法的有效性,本文从飞行器的一次不稳定飞行的测量数据,计算了该飞行器的气动系数,并讨论了辨识计算所得气动系数的可信度,计算结果与实际符合较好,在改进飞行器的飞行试验中起了一定作用。