展向特征长度对圆柱尾迹转捩特征的影响

通过对三维不可压缩 N-S方程的直接数值模拟详细研究了 Re=2 0 0 ,即刚超过三维转捩的临界雷诺数时的圆柱尾迹。圆柱的展向特征长度决定了尾迹的转捩特征和整体性质     

非均匀网格下的QUICK格式应用于强分离湍流计算

本文从湍流模型和数值格式两方面出发,研究了对绕方形柱体的强分离低速湍流的数值模拟.比较了标准k-ε两方程模型和J-B模型,将QUICK格式推广应用于非均匀网格,采用LU分解的强隐式求解技术(LU-SIP)保证了求解的稳定性和效率.计算表明 J-B模型具有明显的优越性,与QUICK格式联合应用可十分显著地改善计算结果.     

基于自适应本征正交分解的涡轮级多学科设计优化

为了提高涡轮级多学科设计优化的优化效率,基于本征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)技术,并结合快照样本自适应更新方法,提出了一种综合的涡轮级多学科优化系统。首先,通过进行POD分析,仅保留占优势的基函数,并以POD系数作为新的设计变量,设计变量个数由60个缩减为5个,提高了优化效率。然后,基于自适应进化规则,优化过程中对快照样本进行不断的进化和修正,从而提高POD精度。最后将该方法与涡轮多学科优化流程相结合,建立了一种高效率、高精度的优化策略。某涡轮优化的结果表明:该优化策略适于设计变量较多的复杂优化问题,且具有良好的收敛性,优化后设计点等熵效率提高了3.5%。     

基于分布式IMA平台的系统健康管理的设计与实现

随着分布式综合模块化航电（分布式IMA）系统的深入应用,需要针对分布式IMA平台的健康监控、故障管理、系统容错重构、系统运行日志等健康管理能力进行进一步研究。本文深入研究了 VxWorks653操作系统中的健康监控机制和ASAAC标准中的系统管理技术,以此为基础设计并实现了分布式IMA平台级和系统级的健康管理方案。在本文的方案中,对 VxWorks653操作系统的健康监控机制进行改进,使其能够满足自定义的故障处理需求,将ASAAC标准中的系统管理技术和IMA系统内故障信息的收集相结合,实现了对IMA系统内各进程、各分区、各模块乃至整个IMA系统进行健康管理。     

基于拐点检测的椭圆弧叶型前后缘评定算法

叶片前后缘的形位对叶片气动性能有着显著影响,且其分割结果也严重影响特征参数的精密计算。现有的叶片前后缘分割算法大多基于拓延算法的实现与改进,但是拓延算法本身尚不能自适应叶型截面尺寸来分割点云,而后续的改进算法在轮廓线误差控制上仍有待加强。针对叶片截面线前后缘的点云精确分割问题,参照椭圆弧叶型的造型设计特点,提出了基于拐点检测的前后缘评定算法。通过对截面线点云旋转、截取、顺时针排序以及拐点检测处理,实现了在高精度测量条件下对叶片前后缘的精确分割。最后设计了对比实验,验证了本文算法可以定性地分割叶片前后缘,并在线轮廓误差上保持了较低水平;论证了在逐点拓延椭圆拟合过程中,从凹性点即开始影响线轮廓误差。     

一种Mx构型氦光泵磁力仪的磁共振理论分析与实验验证

从亚稳态氦原子的Liouville方程和Bloch方程出发,研究了基于Mx构型的亚稳态氦原子的光磁双共振过程,建立了光探测磁共振线型的理论模型,并通过实验对幅值信号与相位信号的磁共振线型仿真结果进行验证,实测曲线与理论预测匹配较好。对共振线宽进行了估算,讨论了影响磁力仪工作灵敏度的磁力仪设计参数,这对Mx构型氦光泵磁力仪的研制有重要的指导意义。     

半球谐振陀螺精密集成组装技术探讨

半球谐振陀螺零件制造的高精度和对称性是保障产品性能指标的关键,当前制造技术的短板是制约半球谐振陀螺性能指标提升、高合格率和低成本制造,以及批量生产的主要原因之一,集成组装是半球谐振陀螺制造过程的关键环节。因此提出了面向半球谐振陀螺装配的"六心一线"目标,即半球谐振子几何球心、质量中心、谐振中心、激励罩的激励电极中心、读出基座输出检测中心以及形成的静电场中心必须做到同心、同轴,探讨了保证"六心一线"的集成装调技术,为保障半球谐振陀螺的装配精度、性能和装配合格率提供技术支持。     

基于Stateflow的 无人机多模态控制转换逻辑设计

针对基于Simulink建立的无人机飞行管理系统存在逻辑复杂、全飞行状态航迹仿真建模繁琐等缺点,文章利用有限状态机建立无人机全状态、多种导航控制模态下的控制和逻辑切换流程,并结合飞行管理系统、飞行控制系统和无人机运动学模型建立无人机全状态仿真系统,通过仿真对飞行工作模式的切换效果进行了验证。     

战术弹纵横向气动力计算方法

本文介绍一种计算中等攻角、中等侧滑角情况下正常式或鸭式布局的战术弹纵、横向气动力特性的方法。它是一种数值计算与工程计算相结合的方法。位流气动力通过求解线性偏微分方程获得,粘性分离产生的非线性气动力通过对一系列脱体涡的计算获得。方法中考虑了翼面与尾面间近距干扰和远距干扰的影响。本方法可用于计算来流马赫数为0到3.5左右、攻角和侧滑角为0°到20°左右、正常式或鸭式布局的战术弹纵、横向气动力系数。计算结果与实验数据比较,有良好的一致性。     

一种基于大力矩飞轮的敏捷卫星路径规划的姿态机动控制方法

遥感卫星对姿态机动能力的快速性提出了更高的需求,提出一种路径规划控制方法及在线计算模型,利用大力矩飞轮作为执行机构提供控制力矩,通过大量测试得到修正角度的模型,从而使卫星具备高精度敏捷姿态机动能力.通过数学仿真结果说明了本方法的有效性.