具有边界保护性能的直升机飞-发一体化控制律

针对直升机飞-发一体化控制和边界保护控制问题，提出了一种基于投影算子的新型边界保护控制律设计方法，基于反馈控制概念设计了指令约束器，通过对控制指令进行修正，实现边界保护控制。基于UH-60直升机和T700涡轴发动机的参数，建立了直升机-传动机构-发动机综合系统的数学模型，采用动态逆和线性二次型调节器（LQR）控制理论设计了直升机飞-发一体化控制律，与基于投影算子的边界保护控制模块进行整合形成完整控制律。采用数值仿真检验了控制律的控制性能，仿真结果表明本文设计的控制律能够实现直升机和发动机的综合控制，在高度、滚转、俯仰、偏航通道实现显模型跟踪控制性能的同时，实现了高度变化率、姿态角、姿态角速率和发动机动力涡轮转速边界保护控制要求。     

高等数学课程教学内容与教学模式的研究与实践——以广西工学院为例

论义以广西工学院为例，论述地方工科院校高等数学课程教学内容与教学模式的研究与实践的做法与成果。总结出了一套适合于地方工科院校高等数学课程分层教学的具体实施方案。     

国家级精品课程介绍 机械设计基础

机械设计基础》主要特色(1)创建《机械设计基础》课程新体系。高等职业教育教学改革,缩短了课堂有效教学时间,为了实现教学目标,必须对课程进行综合化与模块化改革。以机械设计为主线,将理论力学、材料力学、机械原理     

合作原则与大学英语口语教学研究

为了提高大学英语口语教学效果,促进学生英语语言知识的积累,避免语音错误和语用错误,在大学英语口语教学中运用格赖斯有关会话合作原则的四个准则,即数量准则、质量准则、关联准则和方式准则,能使协调一致的教学内容与丰富多彩的口语活动巧妙结合,努力寻找一条行之有效的英语口语教学的方法。     

面向一体化计算的整体式液体冲压发动机建模及性能评估

为发展冲压发动机性能工程预估方法,建立了面向一体化计算的整体式液体冲压发动机性能计算模型,并使其兼容基团贡献算法,提高了拓展性。利用模型分析了冲压发动机在攻角0°～6°、高度0～18km、马赫数2.0～3.5、余气系数1.0～2.9范围工况多维度连续变化下,比冲、推力系数和燃油质量流量的速度-高度特性、高度-节流特性、节流-速度特性以及攻角特性。研究结果表明:性能计算模型可在一体化计算条件下、基团贡献算法允许范围内,不依赖试验数据对冲压发动机性能预估,计算结果与技术参考值相比相对误差均小于14%。推力系数和比冲具有基本一致的速度-高度特性和相似的高度-节流特性,受燃气组分影响,推力系数和比冲的节流-速度特性差异明显。燃油质量流量的变化规律不同于比冲和推力系数,在进入平流层后呈现折缓趋势,而呈现连续性,速度越大、高度越低、余气系数越小,燃油质量流量越高,反之则越小。引入攻角以后,攻角越大,比冲和推力系数越低,进气道起动马赫数越高;攻角-起动马赫数曲线小范围内近似线性,攻角超过5.6°非线性加剧。     

面向装配的民用飞机设计制造一体化应用研究

本文通过面向装配的模块划分技术、MBD设计技术和模块成熟度技术的应用,探讨解决现有飞机研制中暴露的设计与制造分离的问题,提出面向装配的民用飞机设计制造一体化设计,使制造单位的工艺提前介入产品设计,在模块划分时充分考虑可装配性、在模块MBD定义时完整定义工艺信息、在模块成熟度提升时进行工艺审查,实现设计与工艺的并行;并构...     

复合材料界面模态混合度研究

综述了消除复合材料界面裂纹应力奇异性及求解界面模态混合度的主要方法,分析讨论了各个方法的优缺点.通过分析讨论发现:模态混合度表征界面力学性能可以准确地描述界面裂纹尖端处各应变能释放率分量的振荡特性;求解与裂纹扩展长度无关的各应变能释放率分量及模态混合度是研究复合材料界面裂纹问题的难点;采用混合模态界面力学性能试验方法验证基于正则化长度等求解模态混合度方法的有效性,进而准确预测复合材料分层的发生及扩展是今后研究复合材料界面力学问题的发展方向.     

Flash视频技术在网络教学中的应用

针对网络视频技术在网络教学中逐渐得到了广泛的应用,然而视频的质量和视频的大小,以及在客户端支持的程度成为了视频在网络教学应用中的几大障碍.采用Flash视频技术,很好地解决了视频质量和视频大小之间的矛盾,以及客户端支持程度的问题,逐渐成为网络视频发布的良好解决方案.     

吻切锥乘波构型参数化设计与正交试验分析

为了获得外形控制参数对吻切锥乘波构型性能的影响程度,通过分析吻切锥乘波构型的生成特点和生成方法,在其参数化设计的基础上,运用正交试验设计方法分析了各个控制参数乘波构型性能的影响,确定了对气动性能和容积率影响较大的参数,为进一步合理确定优化空间和优化策略提供指导。运用CFD方法对典型外形进行了性能分析,结果显示:吻切锥乘波构型具有较高升阻比,下表面中心区流动均匀,可为高超声速飞行器机身/进气道一体化提供参考。作为应用,基于正交试验结果设计了以吻切锥乘波构型作为前体的一个高超声速飞行器,验证了设计方法的合理性。     

吸气式高超声速技术研究进展

总结了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)在吸气式高超声速技术在试验设备、超燃冲压发动机、数值模拟以及机体/推进一体化飞行器等方面的研究进展。介绍了三种类型的高焓设备:脉冲式燃烧加热风洞、连续式燃烧加热风洞和电弧风洞。通过多种尺度的超燃冲压发动机的直连式和自由射流式试验,获得了发动机的基本性能及其随油气比、喷孔位置等的变化规律。对比连续式和脉冲式风洞试验结果,得知工作时间大于100 ms的脉冲式燃烧设备是开展发动机基本性能研究的经济、高效试验手段。成功研制了三维大规模并行数值模拟软件平台AHL3D并广泛应用于发动机研究。在0.6 m风洞中,完成了1.5 m带动力飞行器试验,获得了发动机工作和不工作状态下的飞行器推阻及升力特性。