参数估计的样条函数法应用

简要了介绍了样条函数法的基本原理，飞机的数学模型和空气动力系数的样条函数表达式。用一算例说明了估计过程，获得了纵向气动导数随迎角变化的估计结果。同时还研究了迎角节点间隔和样条函数的次数对估计结果的影响，估计结果表明，样条函数法是非线性参数估计的重要方法之一，适当减小节点和间隔和适当增加样条函数次数可以提高参数估计的精度。     

数据采集系统中数据总线的光电隔离

介绍1种用于数据总线的双向光电隔离电路，解决高速数据采集系统中计算机带来的干扰。     

相变材料微胶囊悬浮液在矩形小通道内层流流动传热的实验

本文进行了对比性的实验,以研究相变材料微胶囊(MEPCM)-水悬浮液在水力直径为2.71mm的矩形小通道内的层流流动传热性能.实验中用的MEPCM颗粒的平均粒径为4.97μm,与蒸馏水混合制备成质量浓度范围为0～20%的MEPCM-水悬浮液.对比性的实验是指,在相同的悬浮液质量流量和热力条件下,使用不同浓度的MEPCM悬浮液进行传热实验.实验发现,MEPCM悬浮液的冷却性能严重依赖于悬浮液的质量流量和悬浮液的质量浓度.质量浓度为5%的悬浮液在在整个质量流量范围内总是表现出比水好的冷却性能,它对应的是更低的壁面温度以及更好的传热系数.而对于更高质量浓度的悬浮液,在低质量流量的情况下,它们具有很好的冷却性能;而在高质量流量的情况下,它们表现出的冷却性能比水更差,它们对应更高的壁面温度以及更低的Nusselt数.     

有弦向出流的短扰流柱排流动与换热数值计算

为了得到有弦向出流的通道内扰流柱排的流动换热的规律，对有弦向出流的扰流柱排的端壁换热和压力损失进行了数值计算，重点研究了出流比对端壁换热和压力损失的影响。结果表明：(1)随着弦向出流比增加，端壁平均№数逐渐下降，在所研究的Re数范围内，出流比从0变化到1，Nu数最大下降6％。(2)压力损失系数随着Re数的增加而减小，随着弦向出流比的增加而减小。在所研究的Re数范围内，出流比从0变化到0.75，压力损失系数下降70％～85％。计算结果对涡轮叶片内部冷却计算具有重要的参考价值。     

抛物型激光推进光船构型设计与特性分析

以轴对称Navier-Stokes方程组为基础,将球面激光支持的爆轰波模型与流场控制方程组进行耦合求解,数值模拟了抛物型激光推进光船的工作过程。计算中对激光支持的爆轰波阵面进行实时追踪,以获得激光能量吸收源项,同时采用Gupta建立的高温平衡空气模型来计算工质的热力学参数和输运特性。并用所发展的数值模拟程序研究了不同构型设计光船的推进性能。最后分析了流场流动特性和推力生成机制。结果表明,推力面离焦点距离越近,光船获得的冲量耦合系数越大,而峰值推力越小。     

低雷诺数翼型和跨声速翼型边界层计算

本文利用边界层动量积分方程和平均流动能积分方程兼容计算了翼面的层流和湍流边界层流动。文中采用一种e~9型转捩判别公式预测翼面存在层流分离气泡情况的转捩位置。并引入对剪应力系数C_r的滞后方程以体现湍流中雷诺应力的历程效应。为避免在翼面流动分离时边界层方程的奇异,采用反解法计算。算例表明,计算与测量结果吻合良好。     

全方位旋转分离式激光推力器概念设计

为了更好的研究激光推进,提出了全方位360°可旋转的分离式激光推进发动机概念及其构型设计,其结构主要特点是:光学系统和推力系统彻底分离,光学系统只经过2次反射聚焦,结构简单;光学系统可以360°改变激光接收方向,以适应各种轨道条件;采用双光束、单/双发动机构型,可以降低单台激光器的功率,较平稳的实现激光器接力。对激光飞行器入轨轨道编制程序并进行数值计算。计算结果显示,为了更好的将飞行器推入近地轨道,则需采用较大冲量耦合系数的材料作为烧蚀工质,且比冲不宜过大。     

应用FLOQUET理论分析直升机旋翼-机身耦合动不稳定性

本文详细论述了求解周期系数微分方程的Floquet理论及其在直升机旋翼-机身耦合动不稳定性分析中的应用,建立了一套实用的计算方法。这种计算方法,不仅可以分析旋翼特性各向同性的情况,还可以分析旋翼特性各向异性的情况,尤其对于旋翼特性各向异性情况下的旋翼-机身耦合动不稳定性的分析,该计算方法是目前最为有效和可靠的方法。本文给出了旋翼特性各向同性和各向异性情况下直升机旋翼-机身耦合动不稳定性算例计算结果,分析了一个减摆器失效和减摆器阻尼特性存在差异度情况下的耦合系统的动不稳定性,并得出明确的结论。     

复合材料翼盒弯扭耦合效应的研究

通过对翼盒弯扭耦合本构方程的研究,介绍了弯扭耦合系数的概念及数学表达式,分析了复合材料铺层的偏转角和铺向角对弯扭耦合效应的影响,并可以得到出现最大弯扭耦合效应时铺层结构的偏转角和铺向角.应用ANSYS软件对复合材料翼盒结构进行有限元的数值仿真.结果表明,得到的偏转角和铺向角的理论解与数值解具有良好的一致性.     

平尾尾容系数对飞机俯仰敏捷性的影响

研究了平尾容系数对飞机俯仰敏捷性尺度的影响，这些尺度包括加载／卸载时间，最大正／负过载变化率，最大上仰／下俯机运范围内的俯角速率，对比计算表明:较大的尾容系数可获得较高的俯仰敏捷性，而在同一容系数下，较大的平尾面积可比较大的平尾力臂获得更高的俯仰敏捷性。另外，平尾面积和平尾力臂的影响只有一定范围内最显著，故在设计时需进行综合考虑。