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991.
本文将ADI方法和Poisson方程直接法结合起来求解涡量-流函数形式的N-S方程,研究瞬时起动圆柱的初期流动(Re=3000,5000,9500)。成功地算出实验观察到的α流动结构、β流动结构,以及这些结构在流动发展过程中交替出现的情况。本文方法效率高,计算结果与实验结果及他人的数值计算结果相符较好。可期望用该方法计算其它复杂流动。 相似文献
992.
993.
994.
离散H∞全信息控制器存在的临界条件取决于相关的Riccati方程解的存在性,因此控制器的存在条件可以由Riccati方程的临界参数γ-2opt与Hamilton差分系统一阶特征值之间的对应关系,opt确定。建立了γ-2并基于这一对应关系结合特征值计数方法给出了确定γ-2opt的算法。 相似文献
995.
进行了基于黏性伴随方法和Navier Stokes方程的跨声速机翼气动优化设计研究。分别推导了适用于三维跨声速机翼气动反设计和减阻设计的黏性伴随方程、边界条件和梯度求解表达式,并研究了伴随方程的数值求解方法。通过将网格生成、流场计算、黏性伴随方程数值求解、梯度求解和拟牛顿优化算法等几方面的有效结合,发展了一种跨声速机翼气动优化设计方法。为了提高计算效率,将多重网格方法应用到方程的数值求解中来加速收敛。跨声速机翼反设计和减阻设计算例验证了本文所发展的方法的正确性。采用本文的方法进行优化设计,一般通过20~30次迭代就能得到满意的结果。 相似文献
996.
一种跨音速翼型和机翼设计方法的新进展 总被引:3,自引:1,他引:3
讨论一种基于N-S方程、欧拉和速势方程加混合附面层修正的跨音速流动准确控制方程逆解法,及其在跨音速翼型和机翼设计中的应用。分析了两种紊流模型对分离的适应性,探讨了N-S和欧拉方法的阻力估算精度问题,列举了若干超临界和层流翼型及机翼的设计实例以及软件验证。 相似文献
997.
Gong Cheng 《中国航空学报》1997,(2)
Forsmoothnonlinearsystems,theproblemsofdisturbanceattenuationandrobuststabi-lhationwererelatedtogetherrecently["'J,whilethefirsttwoauthorsweremotivatedbytheexcitingadvancesinthenonlinearHco-(orL,-gain)control[3'4'5J.ThekeypointliesinthefactthattheL,-gainbound,Y,ofanonlinearsystemwithrespecttoagivendisturbanceoutputpair,alsocharacterizesthesystemstolerancetouncertainmedellingperturbations,providedthatasuitableobservabilityconditionissatisfied.Inparticular,itwasestablishedthat,forasystemtobest… 相似文献
998.
999.
J.Roshanian Z.Keshavarz 《中国航空学报》2007,20(1):86-96
Different multidisciplinary design optimization (MDO) problems are formulated and compared. Two MDO formulations are applied to a sounding rocket in order to optimize the performance of the rocket. In the MDO of the referred vehicle, three disciplines have been considered,which are trajectory, propulsion and aerodynamics. A special design structure matrix is developed to assist data exchange between disciplines. This design process uses response surface method (RSM) for multidisciplinary optimization of the rocket. The RSM is applied to the design in two categories: the propulsion model and the system level. In the propulsion model, RSM deter-mines an approximate mathematical model of the engine output parameters as a function of design variables. In the system level, RSM fits a surface of objective function versus design variables. In the first MDO problem formulation, two design variables are selected to form propulsion discipline. In the second one, three new design variables from geometry are added and finally, an optimization method is applied to the response surface in the system level in order to find the best result. Application of the first developed multidisciplinary design optimization procedure increased accessible altitude (performance index) of the referred sounding rocket by twenty five percents and the second one twenty nine. 相似文献
1000.