多段翼型贴体网格的生成方法

本文给出了一种多段翼型绕流的分区贴体网格生成方法。采用泊松方程的解来给出贴体网格的坐标,泊松方程中的源项通过靠近边界的网格间距和正交性来决定,本文对分区网格的区域边界的选择作了讨论,采用生成的分区贴体网格计算了绕多段翼型位流的解,其结果与实验所得是很一致的。     

CMS中RBAC模型的改造和应用

针对内容管理系统(CMS)中内容、权限和用户数量规模大的特点,采用形式化方法定义了改造后的基于角色的权限模型--RBAC0.5.对照RBAC96定义的4个模型,RBAC0.5是一个介于RBAC0和RBAC1之间的新模型.它覆盖了RBAC0,将RBAC1中的角色层次关系改造为通过用户组关联的映射关系,从而获取以关系型数据库为后台的集合操作能力.并且,为了有效组织CMS中的内容,形式化定义了内容分区和层次分类,在此基础上定义了层次化的权限集合,从而支持多层粒度上的访问控制.基于上述模型, 给出CMS中基于短路操作、垃圾收集以及缓存技术的实现访问控制的优化算法.     

机翼／外挂颤振主动抑制实验研究

介绍了机翼/外挂系统颤振主动抑制实验的全过程,包括对于模型固有动特性的实验分析、颤振主动抑制系统的调试、以及风洞实验三个阶段。风洞实验在3m×3m低速风洞进行。实验目的是对基于三种不同原理设计的控制律进行验证,并对颤振主动抑制系统进行实验研究。结果表明:所设计的控制律能有效地抑制颤振。经实验验证,控制律的理论计算与实验结果相符。实验系统工作可靠,重复性好。     

固体推进剂中铝颗粒结团过程研究进展

推进剂燃烧环境中金属颗粒的结团现象对固体火箭发动机性能有重大影响.本文对双基推进剂结团的表面反应层模型及复合推进剂结团的口袋模型进行了述评.鉴于实验中发现的某些燃速和压强效应的异常,本文还对新近提出的亚口袋机理和口袋间机理进行了述评.     

磁壳参数L与磁暴Dst指数和行星际条件的关系

用磁坐标L-/A来描述地球近地空间粒子特性和卫星位置是近年来空间物理探测研究和数据分析中的一个新趋势.利用T96磁场模型计算了L值,并比较了在地球磁层剧烈活动期间和不同行星际条件下,用偶极子模型,国际参照磁场(IGRF)模型,和T96磁场模型这三种方式计算得到的地球表面L-A磁坐标之间的区别.在地磁纬度大于30°时偶极子近似和IGRF磁场模型计算得到的L值差别开始增大.在地磁纬度大于50°时,用IGRF磁场模型和T96磁场模型计算得到的L值差别开始增大.由于T96磁场模型引入了行星际磁场南北和东西分量,计算的L值包含了行星际条件的影响,并具有了随地方时变化的特性.本工作对于辐射带粒子动态模式的建立,以及正确理解卫星磁坐标位置等具有重要意义.     

快变分量观测与基本分量特性

本文对太阳２２周峰年期云南天文台日冕射电频谱仪观测到的６０个快速事件作了分析。从中获得了尖峰辐射、增强噪暴、快速起伏、类尖峰、叠加脉冲五种快变型别，对它们的亮温度、叠加特性、特征时间、辐射源尺度、偏振特性以及辐射机制六个方面作了分析研究后，对射电爆发、缓变分量和宁静太阳的辐射特征参量也作了研究，从而得出基本分量特性。     

低αs有机硅热控涂层及其空间防护作用研究

介绍了三种有机硅热控涂层的组成、工艺及性能，井讨论了影响涂层稳定性的因素。用LAMBDA—9分光度计和扫描电镜(SEM)对在模拟原子氧(AO)环境中的有机热控涂层太阳光吸收率(αs)的变化和防护作用进行表征研究。结果表明，这些涂层均有良好的空间稳定性，对AO辐照有较强的防护效果。该研究建立了空间材料新的防护体系。尤其是9—5涂层的αs最低，性能最优越。     

内融冰盘管动态蓄冰特性数值模拟与实验研究

采用焓法建立了管外结冰过程的二维动态数学模型,数值模拟了冰层沿换热管径向及长度方向的动态生长规律,并在此基础上分析了载冷剂进口温度、流量变化和不同结冰时间等对冰层动态生长及蓄冷特性的影响,并进行了实验验证。实验结果表明:在结冰初期的2 h内冰层厚度及动态蓄冷量数值模拟结果与实验数据误差较大,而在蓄冰过程结束时二者吻合较好,误差在10%以内;沿载冷剂流动方向冰层厚度逐渐减小,数值模拟与实验结果基本吻合。数值模拟结果与实验数据基本相符,验证了建立的数学模型的合理性。     

双马赫反射的数值模拟与光学干涉定量测量的比较(M_s=4.62)

本文用欧拉方程计算了楔形角为40°,M_s=4.62双马赫反射的流场,计算采用了矢通量分裂和 TVD 两种格式,并考虑了γ=1.4和高温平衡气体两种情况。流场的密度场测量采用双曝光全息、M-Z、差分三种干涉技术。壁面密度分布的计算与测量结果比较表明:三种干涉方法测量结果差别不大,都处在γ=1.4和平衡气体的计算结果范围内。     

有作动器饱和的自适应多步回推飞行控制设计(英文)

由于作动器饱和会使飞控系统的性能恶化甚至引起飞行事故 ,所以在设计阶段考虑作动器饱和的影响可以减小飞控系统设计的保守性从而显著提高系统性能。在本文的自适应 BACKSTEPPING(回推 )飞控系统设计过程中考虑了作动器的位置和速率饱和。该方案的核心思想是在发生饱和的时候重新选取控制李雅普诺夫函数和自适应律。该思想是基于如下简单事实 :出现饱和时伪控制量将发生变化。整个设计过程是对早期提出的自适应回推控制方案的一个修正。该方案的稳定性得到了严格的数学证明和仿真验证。文章最后给出了结论和对该方案的评价