一类新的速度入流条件在管道流模拟的应用

基于经典边界层理论,发展了一类简化的、按边界层厚度描述的速度入流边界条件。基于入流条件,对低速后向台阶流动和超声速压缩拐角流动进行了数值模拟。通过细致比较空间流场、边界层内速度型、表面摩擦阻力和压力分布等特性,对该类型边界条件进行了计算确认。结果表明,所发展的简化边界层厚度速度入流条件提法正确、合理,具有描述方法简单、鲁棒性好、适合工程计算的优点,可显著简化不同流速的管道流动的数值模拟。     

基于RTX子系统的导弹试验实时测控系统

导弹试验实时测控系统是空空导弹制导系统半实物仿真试验平台的主要设备之一,服务于新型导弹的研制、试验、优化和评估。系统采用RTX实时开发技术,克服了Windows系统实时性差的局限性,解决了测控系统实时与非实时任务兼容处理难的问题,实现了空空导弹半实物仿真试验的实时仿真和实时测控。系统利用RTX子系统的开放性,重新开发了所用仪器板卡在RTX环境下的驱动程序,实现了应用程序的设备无关性,提高了导弹试验验证的有效性和系统性。     

Identification method for helicopter flight dynamics modeling with rotor degrees of freedom

A comprehensive method based on system identification theory for helicopter flight dynamics modeling with rotor degrees of freedom is developed. A fully parameterized rotor flapping equation for identification purpose is derived without using any theoretical model, so the confidence of the identified model is increased, and then the 6 degrees of freedom rigid body model is extended to 9 degrees of freedom high-order model. Bode sensitivity function is derived to increase the accuracy of frequency spectra calculation which influences the accuracy of model parameter identification. Then a frequency domain identification algorithm is established. Acceleration technique is developed furthermore to increase calculation efficiency, and the total identification time is reduced by more than 50% using this technique. A comprehensive two-step method is established for helicopter high-order flight dynamics model identification which increases the numerical stability of model identification compared with single step algorithm. Application of the developed method to identify the flight dynamics model of BO 105 helicopter based on flight test data is implemented. A comparative study between the high-order model and rigid body model is performed at last. The results show that the developed method can be used for helicopter high-order flight dynamics model identification with high accuracy as well as efficiency, and the advantage of identified high-order model is very obvious compared with low-order model.     

粘贴压电层功能梯度材料Euler梁热屈曲前自由振动的半解析数值法

研究上下表面粘贴压电层的功能梯度材料Euler梁在升温及电场作用下的振动行为。在精确考虑轴线伸长基础上,建立压电功能梯度Euler层合梁在热-电-机械载荷作用下的几何非线性动力学控制方程。其中,假设功能梯度的材料性质沿厚度方向按照幂函数连续变化,压电层为各向同性均匀材料。把问题线性化,利用打靶法,获得在均匀电场和横向非均匀升温场内两端固定和两端简支Euler梁在热屈曲前自由振动特性的半解析数值解。由于材料在横向的非均匀性,即使在均匀升温和均匀电场作用下,梁内仍然会产生拉-弯耦合效应,对梁的自振频率也有一定的影响。     

剪切层与边界层组合流动的线性不稳定性分析

对不可压缩剪切层与边界层的组合流动完成了线性稳定性研究.组合流动的数学模型为Blasius边界层相似解与双曲正切函数的叠加,采用整体数值方法求解组合流动的稳定性方程,并验证了程序的准确性及网格无关性.研究给出组合流动的不稳定模态的辨识,即边界层模态和剪切层模态.在此基础上研究了剪切层对边界层模态不稳定性的影响以及壁面对剪切层模态的影响.由于剪切层的存在,使边界层模态中性曲线向左上方平移,临界雷诺数减小.此外,边界层模态不稳定性得到增强或抑制的影响,取决于扰动频率以及剪切层速度比的变化.组合流动中壁面边界层促使剪切层不稳定性减弱,主要表现在低频区域;而在高频区域,剪切层不稳定性几乎不受壁面边界层的影响.      

让理论在实践的沃土上开花结果——公关理论在素质教育中的应用

文章从公共关系的基本理论出发,从学生的教育和管理入手,研究、探讨、并实践了新形势下高等学校德育工作的新路子.进而进一步说明:在实施素质教育的今天,只有将先进而科学的理论,付诸于我们的德育工作实践,才能使我们的德育工作真正走向实效、规范和科学.     

基于VB的飞机电源系统控制与显示半实物仿真平台研究

以波音737NG飞机电源系统供电逻辑为研究对象,分析供电网络交流和直流分配原理及切换逻辑,采用VB.NET软件编写系统工作动态仿真程序,使用单片机COM通信实现VB上位机程序与1:1大小驾驶舱P5面板实物的动作联调,从而实现波音737NG飞机电源系统原理展示以及驾驶舱操作与显示功能展示。     

超声速进气道压力估算方法及验证

进气道载荷的预示和限制是超声速飞行器设计中的关键问题。以典型颌下进气超声速飞行器为研究对象,对其进气道流场进行数值仿真,研究不同马赫数、攻角、侧滑角及余气系数条件下的进气道压力特性;针 对进气道压力工程估算及设计需求,使用无量纲和解耦的方法,对进气道压力经验公式进行拟合;反算飞行试 验中的进气道压力,并与测量结果进行对比。结果表明:进气道压力随马赫数增大而增大,随余气系数增大而 减小;正常工作包线内,较小的攻角、侧滑角对进气道压力影响不明显;进气道压力经验公式计算值与飞行试验 测量值符合较好,具有较高的精度。     

基于边界层相似性解的放大因子输运模型

为了使二维线性稳定性理论能够适应现代CFD求解技术,通过求解Falkner-Skan边界层相似性方程获得各个形状因子下的相似速度型。基于线性稳定性理论,对各个速度型进行稳定性分析从而获得对应不同速度型的扰动放大因子包络线。最后使用标量输运方程的形式实现包络近似方法中放大因子的当地化求解,并结合原始γ-Re_θt转捩模型中的间歇因子输运方程,实现了自然转捩和分离泡转捩的建模。使用该输运模型对S&K平板、S809翼型、NLR7301翼型和DLR-F5机翼进行转捩预测,结果均与试验结果吻合较好,验证了该模型构建的合理性和可行性。     

半捷联位标器稳定跟踪与弹体姿态一体化控制

半捷联位标器安装在弹体上,由于寄生回路的存在,使得位标器稳定跟踪控制回路和弹体姿态控制回路产生严重耦合,影响了位标器的稳定与跟踪。针对半捷联导引头稳定平台的稳定与跟踪问题,提出了一种半捷联位标器稳定跟踪控制与弹体姿态控制的一体化方法。基于反步控制原理设计了控制律,通过合理选择反馈增益可保证系统的稳定性与动态性能。最后对一体化设计与传统分离设计进行了仿真对比。仿真结果表明：考虑位标器稳定跟踪回路与导弹姿态回路耦合的一体化控制器,不仅能够保证弹体姿态控制系统快速响应,还可以提高位标器的稳定跟踪性能,并降低位标器跟踪不上高速目标的可能性。