翼－身－尾组合体绕流的Euler方程计算

本文采用重迭网格技术和ＥＪｅｒ方程计算翼－身－尾组合体绕流。对算身与尾。身部分采用各自的Ｈ。Ｏ型网格，Ｅ＊ｅ／方程求解采用１ａｍｅｓｏｎ的有限体积法，即中心差分近似和显式Ｒｕｎｇｅ·Ｋｕｔｔａ时间推进。采用前后区交替迭代使前后两区通过重迭区交换信息。本文用ＮＡＣＡＴＮ４０４１翼－身，尾模型为例，计算的空气动力特性与实验符合较好。     

浅谈全权数字式电子控制器

全权数字式电子控制器（ＦＡＤＥＣ）是ＡＰＳ ２０００型ＡＰＵ的核心。本文介绍了ＦＡＤＥＣ对ＡＰＳ２０００型 ＡＰＵ起动、运转、关车的控制，监控与指示，数据提取，以及ＦＡＤＥＣ的维护。全权数字式电子控制器（Ｆｕｌｌ Ａｕｔｈｏｒ－ ｉｔｙ　Ｄｉｇｉｔａｌ　Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ　Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ，ＦＡＤＥＣ）是美国汉密尔顿·胜特兰公司生产的 ＡＰＳ ２０００型 ＡＰＵ的核心。 ＡＰＳ ２０００型 ＡＰＵ主要用于波音７３７飞机，它具有可靠性高、维护方便的特点。ＦＡＤＥＣ安装在飞机后货舱舱门的旁边，它是一个Ａ…     

弹性环式挤压油膜阻尼器减振机理研究

研究了弹性环式挤压油膜阻尼器（ＥＲＳＦＤ）减振机理,以ＥＲＳＦＤ和转子轴颈的受力和运动分析为基础,从广义不可压Ｒｅｙｎｏｌｄｓ方程出发建立ＥＲＳＦＤ减振机理模型,推导出了描述ＥＲＳＦＤ减振机理模型的微分方程,并由ＥＲＳＦＤ与ＳＦＤ的减振机理模型分析了它们各自的特点,指出了ＳＦＤ仅是ＥＲＳＦＤ的特殊情形。ＥＲＳＦＤ既有优良的减振特性又有很好的调频功能。     

地效翼地面粘性效应风洞试验研究

为深入研究地面效应机理及地效翼空气动力特性,在同济大学上海地面交通工具风洞中心的空气动力-气动声学风洞内对地效翼模型进行了风洞试验。首先,根据地效翼空气动力特性及风洞试验能力,对风洞试验进行了设计;其次,在风洞试验中利用移动路面模拟系统和六分力天平测量系统,研究了地面粘性效应对地效翼空气动力的影响和地效翼空气动力特性。研究结果表明:固定地面附近边界层流动不仅与地效翼的高度有关,还与迎角有关;与移动地面相比,固定地面下测得的升力和阻力偏低,且由于固定地面边界层受气垫效应影响,失速延后。通过地效翼风洞试验研究揭示了移动路面模拟的重要性,并深入分析了地效翼空气动力特性,为地效飞行器空气动力设计和研究提供了参考。     

低速风洞绳牵引并联支撑系统的模型气动试验研究(英文)

根据绳牵引并联机构的优点,建造了一种新型的用于低速风洞试验的飞机模型绳牵引并联支撑系统,研究该系统中模型的空气动力参数的测量与计算方法。文中对机构进行了静力学分析,建立了描述实验模型气动载荷的数学模型,提出了通过测量绳系拉力求得模型空气动力参数的解算方法;设计并构建了绳系拉力测量及数据采集系统;将该系统置于开口式回流低速风洞中进行了吹风试验,采集了模型在不同姿态和不同风速下的各牵引绳的拉力数据,并对数据进行了处理分析,通过解算得到了不同吹风条件下模型的气动载荷参数曲线。研究结果表明,绳牵引并联机构用于低速风洞试验的支撑系统是可行的。     

扩展高级判断Petri网及其在FMS决策和控制中的应用

 提出一种新的更适合ＦＭＳ（ＦｌｅｘｉｂｌｅＭａｎｕｆａｃｔｕｒｉｎｇＳｙｓｔｅｍｓ柔性制造系统）决策和控制的扩展高级判断Ｐｅｔｒｉ网（ＥＨＬＥＰ－Ｎ）,并着重介绍它的建模方法及其在ＦＭＳ决策和控制中的应用。建立基于ＥＨＬＥＰ－Ｎ的ＦＭＳ决策控制专家系统的实践证明,ＥＨＬＥＰ－Ｎ是描述ＦＭＳ的结构、状态和动态行为的有力建模工具。部分成果已经用于航空航天部１５９厂的高级ＤＮＣ系统的设计之中。     

弹头尾翼不同布局的气动特性分析

为了分析不同尾翼对作用在弹头上的空气动力的差异,分析弹头的机动能力,利用理论分析、实验数据和仿真计算,进行了弹头尾翼十字型和叉型布局的气动特性研究。通过建立弹头气动参数模型、分析空气动力试验数据,及对静稳定裕度、舵面控制效率及气动耦合的讨论和仿真,得到了二者气动差异的相关结论。     

翼—身—尾组合体绕流的Euler方程计算

本文采用重迭网格技术和Ｅｕｌｅｒ方程计算翼－身－尾组合体绕流。对翼－身与尾－身部分采用各自的Ｈ－Ｏ型网格。Ｅｕｌｅｒ方程求解采用Ｊａｍｅｓｏｎ有有限体积法，即中心差分挖和显式Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔｔａ时间推进。采用前后区交替迭代使前后两区通过重迭区交换信息。本文用ＮＡＣＡＴＮ４０４１翼－身－尾模型为例，计算的空气动力特性与实验符合较好。     

弹翼张开气动特性计算报告

用欧拉方程解计算了导弹模型在不同弹翼张角下的全弹空气动力系数，对其变化趋势进行了研究。     

零质量射流对翼型增升影响的数值模拟研究

针对安装了激振器的NACA0012二维翼型,采用数值模拟的方式对零质量射流技术进行研究.流场解算器采用了中国航空工业空气动力研究院计算所自主研发的ENSMB V1.2计算平台.计算结果给出了湍流模型对零质量射流数值模拟技术的影响,并且分析了激振器参数对翼型气动力特性的影响规律.     

天宫飞行器低轨控空气动力特性一体化建模与计算研究

对非规则板舱组合体天宫飞行器300~200 km低轨道飞行过程空气动力特性一体化计算建模,提出考虑复杂构型物面遮盖效应面元解析法与经修正的Boettcher/Legge非对称桥函数,发展基于三角形面元逼近复杂外形通用处理方法,建立适于天宫飞行器复杂物形处理与面元气动力系数计算规则;将DSMC方法与求解Boltzmann模型方程气体运动论统一算法应用于天宫飞行器简化外形,进行气动力当地化关联参数计算修正,建立针对大型复杂结构天宫飞行器低轨道飞行控制过程空气动力特性一体化快速算法与程序软件。对大尺度圆柱体外形与天宫飞行器300~200 km不同高度变轨飞行过程不同迎角与侧滑角及帆板平面与本体主轴不同夹角复杂构型气动力特性计算分析验证,表明天宫飞行器在200 km以上低轨道飞行控制过程中所受空气动力系数随飞行高度发生显著变化(8%~50%),证实长期在轨运行的大型航天器若采用统一固定的气动力系数,误差累积巨大,需要采取防护措施,低轨道飞控大气阻力仍是制约航天器定轨预报精度最关键因素。     

覆冰四分裂导线静态气动力特性试验

覆冰四分裂导线的空气动力特性,由于覆冰子导线尾流的相互干扰可能不同于覆冰单导线。针对两种不同冰型制作覆冰四分裂导线模型,通过风洞试验测试获得不同冰厚和不同风速下覆冰四分裂导线静态空气动力系数随攻角的变化曲线。结果表明,在一定的攻角下,子导线尾流相互干扰对空气动力系数有明显影响。所得试验结果为覆冰四分裂导线的舞动及其防止技术的研究提供必要的数据。     

三维特体绕流数值模拟中薄层模型的应用

介绍用于近似计算绕三维尖无粘流激波薄层的二层模型。本法以数值确定激波的位置。在计算不同结构形状物体的空气动力特性时能确定气体动力学载荷的近似值。采用这种方法实际上排除了超高速理论中其他已知方法对尖体几何形状所加的约束。     

全球定位系统中实现更快速跟踪扩展型卡尔曼滤波的方法

全球定位系统（ＧＰＳ）可为世界范围的广大用户提供１００ｍ量级的精度。在ＧＰＳ中，扩展型卡尔曼滤波器（ＥＫＦ）通过ＧＰＳ的行程，临近速度和卫是生的位置和速度计算用户的位置和速度，然而，由于ＥＫＦ计算量大，使得在宽频带的实时应用中遇到许多困难，因此，有必要通过技术来提高ＥＫＦ的速度。在本文中，对ＥＫＦ的模型进行了详尽的分析，并利用ＥＫＦ矩阵的疏松性和其结构特点减少了计算量。本文包括含有典型轨迹仿真，以     

应用现场可编程器件的电路设计技巧

本文介绍了应用计算机辅助设计技术设计现场可编程器件ＦＰＧＡ。简述了ＦＰＧＡ的特点，ＦＰＧＡ的计工具、设计方法和设计技巧，特别介绍了考虑电路速度特性的一种设计方法。     

直升机旋翼机身发动机耦合流场数值模拟

运用计算流体力学(CFD)数值工具研究旋翼机身发动机空气动力干扰.通过生成多块贴体网格,运用有限体积方法直接求解了不可压N-S方程.分析了某直升机低速前飞时的流场性质.首先对孤立机身周围粘性流场进行数值模拟,然后运用作用盘模型分析了旋翼机身空气动力干扰对机身压力分布等方面的影响;最后运用简单的发动机模型分析了发动机进出口对直升机流场的影响.      

腹撑干扰计算研究

用欧拉方程解计算了民机模型在不同角度腹部支撑和自由流条件下的全机纵向空气动力系数，对腹撑支臂的干扰影响进行了研究。     

环氧—聚醚砜体系及其增韧机理的研究

本文研究了聚醚砜增韧酚醛环氧树脂Ｆ－５１的共混体系，选用的固化剂是催化型ＤＩＣＹ或反应型ＤＤＳ。实验结果表明，Ｆ－５１／ＤＩＣＹ／氯脲／ＰＥＳ、Ｆ－５１／ＤＤＳ／ＤＤＭ／ＰＥＳ增韧效果明显，而Ｔｇ没下降。并借助ＳＥＭ发现了该增韧体系独特的相结构。     

HOPFIELD网络在信号检测和识别中的应用

本文综述了ＨＯＰＦＩＥＬＤ的结构、算法及在信号检测识别的应用，并对离散型ＨＯＰＦＩＥＬＤ网络进行了计算机仿真。     

基于可靠性方法的智能故障诊断模型

介绍一种新的通用智能故障诊断模型。论述可靠性分析方法ＦＴＡ和ＦＭＥＡ与故障诊断的内在关系;基于ＦＴＡ和ＦＭＥＡ建立智能故障诊断模型;应用面向对象方法对此模型进行设计。