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11.
超声速流中激波/湍流附面层干扰数值模拟 总被引:6,自引:1,他引:6
采用修正的B/L湍流模型以及多块结构化网格求解了二维N-S方程。分别对超声速流和高超声速流中的激波/湍流附面层干扰进行了数值研究。本文首先研究了进口马赫数为2.96的超声速流。计算结果准确预测了入射斜激波在平直壁面引起湍流附面层分离的流动特征:分离点的反射激波、分离包引起的膨胀扇以及再附点的反射激波。计算的壁面压力分布与实验值吻合较好,计算的分离区长度与实验值比较有一定误差。本文还对进口马赫数为9.22的高超声速流中压缩角引起的激波/湍流附面层干扰进行了数值研究。计算结果与实验结果吻合较好。 相似文献
12.
现代战机采用较多的三角翼,在大迎角绕流时存在前缘涡破裂等气动问题。作为新型主动流动控制技术,等离子体激励频带宽、响应快、结构简单、便于闭环控制,在解决三角翼气动问题上具有潜力。回顾了介质阻挡放电(DBD)等离子体气动激励的基本原理,及其用于三角翼前缘涡控制的研究进展。从来流条件、几何构型、激励参数等方面分析了DBD等离子体激励对流动控制效果的影响规律;结合不同激励频率下流场演化特性,分析了流动控制机理。最后,从理论研究和工程应用的角度,对三角翼前缘涡控制的发展进行总结展望。 相似文献
13.
14.
脑力负荷状态的准确识别对减少因作业人员无效脑力负荷导致的人因事故具有重要意义。针对人-机系统中作业人员脑力负荷客观评估问题开展了基于MATB-Ⅱ平台的3种不同脑力负荷水平下的航空情境实验,记录16名被试的NASA任务负荷指数(NASA-TLX)量表数据和脑电(EEG)信号,提出了一种基于脑电功率谱密度(PSD)和支持向量机(SVM)的个体脑力负荷评估方法。结果表明:随着实验设计脑力负荷水平增加,被试的主观脑力负荷得分显著提高(p<0.001),这表明该实验任务设计较好地诱发了低负荷、中负荷和高负荷情境。在此基础上,通过网格搜索法确定个体脑力负荷评估模型的统一优化参数,惩罚系数取3 000,核函数参数取0.000 1,模型测试正确率达到0.966 5±0.029 8,宏平均的受试者工作特征曲线下的面积(Macro-AUC)达到0.991 0±0.011 4。本文为作业人员脑力负荷状态的客观和准确评估提供了一种新的办法,为后期作业人员脑力负荷状态的实时判别提供模型基础。 相似文献
15.
从期望理论的视角审视旅游者的决策过程,主要借鉴维克托.弗鲁姆(Victor H. Vroom)期望理论的相关原理,初步搭建了旅游者出游激励理论的基本框架,解决了旅游者决策依据问题。通过旅游感知效价、旅游感知成本等全新概念的引入和一系列调查问卷的设计,最终得出了出游激励力的完整表达式并有以下阶段性结论:(1)信息准备是旅游感知效价、旅游期望值2、旅游感知成本的直接来源;(2)旅游感知效价、旅游期望值2、旅游感知成本对旅游者做出决策至关重要;(3)出游激励力是旅游者最终做出决策的惟一依据。 相似文献
16.
从细观力学角度分析并建立了纤维增韧陶瓷基复合材料从制备温度冷却到室温过程中产生的残余热应力与复合材料的比例极限应力的关系模型。该模型表明,减少复合材料的残余热应力或提高复合材料的纤维与基体的模量比,均可提高复合材料的比例极限应力。通过单调拉伸实验测试了先驱体浸渍裂解法(PIP)制备的2D SiC/SiC复合材料的比例极限应力,并采用文中建立的比例极限应力与残余热应力关系模型,计算出复合材料SiC基体的残余热应力为-19.5 MPa。分析表明,该结果是合理的。此外,引用了公开文献报道的5种复合材料体系数据,用于验证文中所建立的比例极限应力与残余热应力关系模型的适应性和可靠性,计算结果与实验结果最大误差为18.6%,表明该模型具有较好的适应性和可靠性,可为纤维增韧陶瓷基复合材料的研究提供新思路。 相似文献
17.
柴油发动机热管理系统的高度特性 总被引:1,自引:1,他引:0
基于空中和高原环境的特点,研究了柴油发动机散热器传热性能的高度特性;进一步建立了发动机热管理系统的流动和传热模型,研究了热管理系统的高度特性;给出了基于最小功耗原则的热管理系统运行参数匹配方法.在固定系统热负荷条件下的计算结果表明:随着海拔高度的增加,在空中环境下,散热器的散热性能先上升后下降,热管理系统中冷却液和润滑油温度先下降后上升,热管理系统所需的最小功耗先减小后增加;在高原环境下,散热器的散热性能随高度增加大幅下降,热管理系统中冷却液和润滑油温度大幅上升,发动机出现过热问题,为了给发动机提供足够的散热能力,热管理系统所需要的最小功耗随着海拔高度的增加而大幅增加. 相似文献
19.
基于Kalman滤波的变体飞行器T-S模糊控制 总被引:1,自引:0,他引:1
针对变体飞行器的跟踪控制问题,提出了一种基于Kalman滤波的T-S模糊控制方法。考虑飞行器系统状态不可测,引入惯导数据作为辅助信息,利用Kalman滤波算法融合飞控信息与惯导信息实现状态估计。由于变体飞行器在不同变形结构下气动特性变化较大,为便于控制器设计,采用小扰动线性化方法得到飞行器在不同平衡点处的局部线性模型,并通过状态反馈方法设计局部控制器,局部线性模型和局部控制器通过模糊集和模糊规则聚合成一个连续光滑的全局T-S模糊模型和T-S模糊控制器。通过综合Kalman滤波器与T-S模糊控制器得到一个基于Kalman滤波的T-S模糊控制器。仿真结果表明,该控制器在变形过程中能够实现状态估计,保证飞机的跟踪性能。 相似文献
20.
基于纯比例导引的拦截碰撞角约束制导策略 总被引:1,自引:0,他引:1
拦截碰撞角约束制导是当前导弹制导研究的关键问题之一。首先基于理想比例导引(IPN)律拦截非机动目标的解析解,推导了纯比例导引律(PPN)拦截固定目标的解析解,得到了弹目相对距离、制导指令加速度和导弹前置角的显示表达式,并进一步得到了拦截碰撞角与弹目相对运动状态和比例导引系数之间的解析表达式。其次,基于该解析表达式,提出了基于PPN的拦截碰撞角约束制导策略(PPNIACG),并探讨了在铅垂面内进行落角约束打击和水平面内进行拦截碰撞角约束打击的2种实现方式。最后,以弹道成型制导律(TSG)和最优碰撞角约束制导律(OIACG)为参考,通过数值仿真算例,对PPNIAC的拦截性能进行了对比分析,验证了所提出制导策略的有效性和正确性。 相似文献