用一种新的极点配置方程确定双输入多输出系统的控制律

 本文导出了双输入多输出系统的极点配置方程。它们的形式和通常所用的极点配置方程形式不同。证明了方程的一个性质,利用这个性质可以较好地控制各个特征值配置的精度。算例表明,用这种方法配置的极点的精度比用“秩一控制器”方法有较大改善。     

3-D NUMERICAL SIMULATION OF UNDERWATER EXPLOSION BUBBLE

３－ＤＮＵＭＥＲＩＣＡＬＳＩＭＵＬＡＴＩＯＮＯＦＵＮＤＥＲＷＡＴＥＲＥＸＰＬＯＳＩＯＮＢＵＢＢＬＥＬｕＣｈｕａｎｊｉｎｇ（ＳｈａｎｇｈａｉＪｉａｏＴｏｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｓｈａｎｇｈａｉ，Ｃｈｉｎａ，２０００３０）Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅｐｒｏ...     

涡襟翼振动对三角翼涡的影响

 <正> 1.引言 许多实验表明,用主动干扰的方式是控制分离的一个有效方法,而且可以把分离区从一死水区(或紊乱的区域)变成一个有序流动区域。二维流动实验还表明非定常机动可以较大地改变流动结构。三维流态显示表明强迫振动对集中涡的形成过程等有显著影响,并影响涡和物面之间的距离。目前对三维非定常流动特性,以及非定常干扰对机翼绕流中涡破裂等的作用尚未充分了解。 影响集中涡破裂的关键因素是沿涡轴方向的压力梯度。涡环量对破裂的影响是双向的,涡强过大易使涡破裂;涡强过小时涡结构松散,也易于破裂,甚至迅速耗散掉。从二维结果看,非定常强迫扰动可使涡的结构更紧凑、清晰,而且扰动可以改     

航空发动机H_∞控制器设计方法

本文提出了一种结构摄动系统鲁棒控制器综合方法。采用该方法可以同时考虑闭环系统的频域设计要求及对结构摄动的鲁棒稳定性。该方法被用于某型双转子涡喷航空发动机稳态控制器的设计，并取得了良好效果。     

固液火箭冲压发动机研究

为了研究适应较大空域稳定工作的冲压发动机，选定固液火箭冲压发动机为研究对象。确立了发动机的理论计算方法，优化了发动机的设计，并在试车台架上模拟大范围的飞行工况进行了试验考核，较好地验证了理论的正确性。固液火箭冲压发动机有其独特的性能，根据不同需求调整液体燃料与固液体推进剂的比例，可达到最优组合，具有广阔的应用前景。     

联接翼布局直接升力控制特性的初步研究

本文对联接翼气动布局的直接升力控制特性进行了初步的探索。通过前、后机翼上升降舵面的同向偏转组合所产生的直接升力，与相应的正常布局相比较，不仅显示了飞机优异的气动性能：增加了最大升力系数和升力线斜率，改善了失速特性，提高了纵向静稳定性，而且明显改善了ΔＣｙ、Δｎｙ、ΔＨ、ωｚ等参数对操纵输入的瞬态响应品质，给飞机提供独立的姿态或轨迹控制的非同寻常的运动模态。头部鸭翼的增加进一步提高和改善了联接翼布局的直接升力特性。     

近壁区湍能耗散率输运方程的理论模型

提出在湍流边界层的近壁区采用三维不稳定波来描述湍流扰动速度,然后根据理论模型对湍能耗散率的生成、粘性破坏以及扩散等特性进行了系统定量的计算和分析.理论计算结果与直接数值模拟结果符合较好,特别是在y<10的区域中明显优于传统湍流模型的计算结果.这不仅在理论上有益于对湍流物理机制的了解,而且可能为湍流模型计算开辟一条新的途径.     

信息系统集成方面的若干问题

对信息系统集成中的信息集成,功能集成,平台集成、人的集成等几方面的问题进行了研究,在此基础上提出了一种系统集成的方法,即以信息集成为目标,功能集成为基本框架,平台集成为技术基础,人的集成为根本保证的全方位信息系统集成.文中结合某航空公司信息系统集成实例来说明这种全方位信息系统集成的方法,对信息系统集成具有一定的理论指导意义.     

武装直升飞机雷达散射截面的估算方法

讨论了在预告不知道武装直升飞机详细外形数据的情况下，根据三视图及少量外形数据，对其外形进行拟合，对雷达散射截面进行估算的方法，并对一武装直升飞机进行了理论计算和实验测试，结果吻合较好。     

非定常集中涡破裂形态及其对扰动的影响

本文中利用三角翼前缘涡襟翼的强制振动来推迟涡破裂。流场显示实验结果表明,在有强制扰动时,集中涡显示出两种不同形式的破裂,可分成六种不同的破裂形态。非定常集中涡的一个破裂过程涉及几种破裂形态之间的转换。涡襟翼振动产生的非定常效应对涡破裂的影响与三角翼后掠角有密切的关系,随后掠角增大非定常效应的影响变小。就实验迎角范围而言(α<35°),对50°后掠角三角翼,涡襟翼振动可显著推迟涡破裂;但对70°后掠角三角翼,振动却能促进涡的破裂。涡襟翼振动改变了集中涡的性态,使集中涡趋向于和前缘平行。振动对涡破裂的作用部分地与这种效应有关。