基于三次B样条的机翼气动隐身优化设计

应用参数化三次B样条对机翼进行了参数化建模,在自动几何生成基础上,应用面元法与物理光学法对机翼气动性能与隐身性能进行分析,利用遗传算法进行气动隐身多学科多目标优化,建立了一套适用于总体设计阶段的机翼气动/隐身设计方法,这种方法简单、快捷、适应性强,可方便地对机翼进行优化设计,同时也可用于其它翼面类部件的气动隐身优化设计.     

S-A模型在分离流动模拟中的改进

基于湍流不平衡性的分析,通过修正雷诺应力以及模型系数的计算,提高了S-A模型在二维边界层以及三维叶栅的分离流动上的预估能力。修正后的S-A模型给出了与实验吻合较好的结果,在对于分离流动的预估能力上优于原始模型。     

某重型燃气轮机双燃料喷嘴组试验器研制及流量试验

本文概述了某重型燃气轮机双燃料喷嘴组气体燃料流量试验器的研制及部分试验研究结果.为了测量该喷嘴组各流路供给的天燃气流量,专门研制了SH-1型气体流量试验器.试验器巧妙地将测量系统、操作系统、数据显示、数据采集与处理系统结合在一起,测量结果准确、稳定、重复性好,测量误差小于0.5%,操作简单,造价仅为国际同类设备的五分之一,系国内首创.应用SH-1气体流量试验器准确测量了喷嘴组流路Ⅲ、流路Ⅳ和流路V的供气量.喷嘴组的单管燃烧试验结果表明,喷嘴组各项指标均达到设计要求,SH-1型气体流量试验器的试验结果可靠、稳定.     

尾缘吹气稳定器缝宽对燃烧性能影响的试验

为了探讨尾缘射流出口缝宽对燃烧性能的影响,在来流λ_m-0.1,0.18,0.25和丁T_m-53,63,3 K状态条件下,分别对缝宽为1,2,4 mm的尾缘吹气式稳定器和V型稳定器的燃烧性能进行了试验研究,对比分析了它们的贫熄特性、温度分布和燃烧效率.燃烧试验结果表明缝宽对尾缘吹气式稳定器燃烧性能有明显影响.在本模拟条件下,缝宽较窄的稳定器贫熄边界较宽,缝宽为1 mm的尾缘吹气式稳定器贫熄边界最宽;从出口温度分布可以看出,缝宽小的尾缘吹气式稳定器高温区域较大;缝宽较小的稳定器燃烧效率较高,缝宽1 mm的稳定器燃烧效率最高.      

一维钝体竖向拍振非线性涡激力识别

基于Scanlan经验非线性模型,推导一维钝体竖向涡激振动拍振响应.借鉴Wilkinson涡激力相关性函数,探讨节段模型拍振状态下气动参数、涡激力识别方法,分析相关性对涡激力识别的作用.以一大跨度桥梁主梁断面为例,识别气动参数及其非线性涡激力,结果表明在节段模型试验分析中考虑相关性作用后,可更准确地识别其非线性涡激力.     

一类不确定时滞系统的时滞依赖型鲁棒H∞控制器设计新方法

针对一类具有状态滞后和凸多面体不确定性的连续时间系统,研究了其鲁棒H∞控制器的设计问题.通过引入两个附加的松弛矩阵使Lyapunov矩阵和系统矩阵得到分离,得到了一个新的具有更低保守性的鲁棒H∞性能判据,并基于该判据设计了系统的鲁棒H∞状态反馈控制器.设计的状态反馈控制器不但保证闭环系统的二次稳定性,同时使系统的H∞范数小于一个给定的衰减水平γ.并且设计了一个迭代算法来得到问题的次最优解.通过数值仿真验证了所提出的控制器设计方法的可行性和有效性.     

谱估计测向的MUSIC算法研究

由天线阵对被测信号的响应矩阵的特征值,可得到对应于信号和噪声的特征向量,以此扩展成信号子空间和噪声子空间。利用信号子空间与噪声子空间的正交关系,即可求得信号方位角的估计值。这种空间谱估计测向的MUSIC算法,用于圆形天线阵对非相干信号进行测向,可以克服一般干涉仪测向体制中测向模糊和测向盲区的问题。     

一种新型微带帖片天线的频率可重构设计

提出了一种新型微带贴片天线的频率可重构设计。采用一种交叉形的贴片结构,在贴片的非对称缝隙中添加RFMEMS开关,通过调节开关的通断来实现对天线频率的重构。所设计的可重构天线在0．8GHz～3．0GHz频率范围内有较为均匀的频段分布,总的工作带宽达到了400MHz,还对天线在不同开关状态下的方向图形状进行了比较。最后讨论了用金属片替代的RFMEMS开关的理想模型和等效原件替代的非理想模型对仿真结果的影响。     

带金属橡胶油膜环的自适应挤压油膜阻尼器非协调响应研究

为改善挤压油膜阻尼器(SFD)油膜力高度非线性的不足,提出了一种带金属橡胶油膜环的自适应挤压油膜阻尼器(ASFD/MR),对ASFD/MR和SFD抑制非协调响应的能力进行了对比,研究表明:ASFD/MR能够更好的抑制转子系统的非协调响应,具有更好的减振效果.      

双摄像机光笔式三维坐标测量系统研究

基于双目立体视觉传感器三维测量模型和空间坐标变换原理,采用最小二乘冗余算法,讨论了双摄像机测量空间三维点坐标的基本原理,建立了视觉测量系统的非线性测量方程。通过实验验证了双摄像机光笔式三维坐标视觉测量系统建立的可行性。