扰动形状对钝头体非对称流动的影响

通过在钝头体头部施加人工扰动块可以得到确定的大攻角下的非对称背涡结构。为了研究扰动块形状对非对称背涡结构的影响,本文在攻角50°、雷诺数Re_D=1.54×105的条件下,利用数值模拟对周向角90°、子午角10°的扰动位置的半球形、D型及方形3种扰动块形状分别进行了研究。研究发现在同一扰动位置,半球形扰动主控下的背涡结构为右涡型,而D型扰动和方形扰动主控下的背涡结构呈现左涡型,且方形扰动主控下的背涡结构的非对称性弱于其他2种扰动主控的非对称背涡。通过分析发现扰动块所引起的微流动直接影响钝头体非对称背涡结构。因此为了更精准地通过施加人工扰动得到确定的非对称背涡结构,应尽量选择形状简单、表面平滑过渡的扰动块形状。      

双臂机器人协调动力学及其优化

通过引入“虚铰”概念，将双臂机器人协调动力学问题统一归结为约束多体系统的动力学问题。利用子系统牛顿－欧拉递推法获得的单臂机器人的动力学方程以及静力传递与速度传递间的对偶关系，很方便地导出了双臂机器人的动力学方程与回路约束方程，回路约束方程的建立无需增加额外的计算。此外，文中还对双臂机器人协调动力学的求解及其优化问题进行了讨论，最后以一搬运双臂机器人为例进行了动力学的计算机辅助优化，获得了令人满意的结果。文中所得结论对双臂机器人的设计与控制均具有一定的参考价值。     

再入体动导数试验技术

外形短粗、飞行姿态复杂，其动导数量级很小的再入体模型，安装在新研制的尺寸小、厚度薄的整体结构之天平元件上，天平与层支杯相连，由气动活塞推动拨杆，经过拨螺钉撞击模型上的模块并驱使模型作自由振动，从而测量了大攻角（α=0～180°）俯仰、偏航及滚转动导数。10°钝雄模型动校及再人体动导数试验结果与国外类似的数据吻合。     

旋翼—机体耦合动力稳定性的主动控制现状与发展

直升机的地面共振和空中共振主动控制技术是一种新兴的很有发展潜力的技术。目前的控制方法包括桨距控制法和后缘附翼控制法。本文综述国内外学者在这一领域的理论研究工作，并加以评论，指出存在的问题和将来的研究方向。     

“火星探路者”舱伞系统动力学特性仿真研究

目前,国内尚未对“火星探路者”减速下降过程中由“降落伞 后锥体 着陆器”组成的舱伞三体系统的动力学特性进行过相关研究。为了全面掌握“火星探路者”减速下降过程中舱伞系统的动力学特性,采用多体动力学的方法,建立了包括降落伞拉直、充气、全张满、抛防热大底,以及着陆器与后锥体分离等过程的全过程动力学模型,并利用模型仿真研究了“火星探路者”舱伞系统的动力学特性。研究结果表明,火星探测器舱伞系统的速度和姿态稳定所需的时间比地球环境下长、高度损失更大,进入舱纵轴需要较长的时间才能趋于垂直,系统摆角的摆动幅度较大。这些是火星探测器降落伞系统进行开伞点设计和时序设计时需要特别注意的问题,其结论可为中国开展火星探测器降落伞减速系统的设计提供重要参考。     

基于行动理论的智能体模型

结合BDI模型和情境演算的优点构造了一个agent模型。在agent模型中,agent的心智状态由状态信念集、效应规则集、可行规则集、策略规则集和意向集组成。如果agent的心智状态是信息完全的且在流中添加情境变元,则它将成为Reiter提出的基于情境演算的行动理论,所以此agent模型既能表示agent的心智状态又能进行行动推理和规划,最后,文中提出了具有完全信息的agent实现目标的一种运行方式     

一种水下航行体运动参数测量系统的设计

针对航行体水下试验的要求,设计了一种水下航行体运动参数测量系统。从该系统的原理算法、硬件设计和软件设计等方面进行了详细的阐述。该系统以采用硅微传感器的姿态测量系统（以下简称MTi）作为惯性测量组合,导航计算机采集MTi中的加速度计、陀螺和磁力计的原始传感器数据,结合捷联惯导四元数算法更新姿态矩阵,对航行体的姿态、速度、位置进行实时解算并存储解算结果,试验结束后通过上位机对试验数据进行读取。该测量系统多次应用于航行体的水下试验,获得了航行体水下运动参数。经试验验证,该测量系统性能可靠,可以满足水下航行体的运动参数测量的需求。     

导弹拋壳问题的分析

本文对导弹拋壳问题进行了分析,在两个基本假设下采用 CMCAFT 方法对抛壳过程进行了计算,结果表明,抛壳过程与母弹的攻角、转速有关,同时也与壳片的重心位置、楔襟情况、开启类型、脱离时的开启角以及铰链情况有关。     

Zr-Cu-Ti合金晶态-非晶态相变分子动力学研究

利用分子动力学模拟方法对Zr-Cu-Ti合金系统进行了晶态-非晶态反应相变研究.通过构建以hcp Zr为基体、Cu和Ti为溶质的固溶体模型及多层膜模型,利用分子动力学模拟其晶态-非晶态反应过程.通过对模拟结果进行分析,得到了Zr基合金获得非晶态合金的临界固溶度,同时获得了Zr-Cu-Ti合金系统非晶化的相变机理及反应细...     

大型飞机后体流动控制及减阻机理研究

通过数值模拟方法研究了大型飞机机身后体的流动特征和机理,并采用涡流发生器对机身后体流动分离进行控制,分析了其控制减阻的机理,讨论了不同参数对减阻效率的影响。计算结果表明:大型飞机机身后体流动分离是导致巡航阻力增加的一个重要因素;在后体底部附近安装涡流发生器,当来流迎角为负时减阻效果较明显,随着迎角的逐渐增大,减阻效果降低;涡流发生器的尺寸、周向距离、安装在机身后体上的前后位置、安装角度等参数对减阻效果具有显著影响。