基于比例阀控制的液压附件部件综合试验台的设计

针对某飞机液压系统对液压附件、部件的测试要求,设计了多支路液压系统综合试验台,实现了对飞机液压系统中作动器的动作时间、次数和速度等参数测试,对液压缸、阀、集成块等附件在不同压力、流量和温度等条件下的性能测试。该设计主要采用比例阀控制压力和流量,多级过滤器进行油源净化,PLC和继电器实现测控、电位计进行压力和流量调节,数显表直接显示压力、流量和温度、时间等参数。通过实际测试验证,试验台工作稳定、安全可靠、调整方便、显示直观、振动噪音小、不泄露,满足了某型号飞机液压附件部件测试的要求。     

ABPSK原理及实现

从理论到实践，比较详细地说明了ABPSK调制的原理及与普通DBPSK调制的关系，给出了具体的实现过程框图，通过计算机模拟给出了若干调制的例子，并给出了相应的图表。     

基于离散等价方程的非结构网格有限差分法

激波装配法把解析关系式嵌入流场避免了间断引起的理论问题，使全场一致高精度的实现成为可能，有望解决超声速流动转捩研究中的感受性模拟难题。但装配复杂激波结构以后，被分割的流场空间常出现不规则的几何形状，这给常规的基于结构网格的有限差分法应用带来困难。基于离散等价方程理论，提出了一种新的基于非结构网格的有限差分法，在空间二维离散点附近仅用3条网格线就可以构造出一阶迎风格式。数值算例表明收敛过程对网格质量不敏感，解决了激波装配法模拟激波相交出现小夹角后使用结构网格进行计算存在的难题。根据这种方法的特点展望了未来的应用前景。     

贴体曲线坐标系中恢复函数的一种构造方法及应用

本文在结构网格下，从三点迎风紧致逼近出发提出了一种适合于有限体积离散的恢复函数生成办法，在光滑区它具有三阶精度，并且在捕捉激波时有较高的激波分辨率。典型的几个内流算例表明：用该方法得到的恢复函数去计算数值能量时能得到与实验数据较接近的数值解。     

Variations in the ionospheric scale height parameter at the F2 peak over Grahamstown,South Africa

The Grahamstown, South Africa (33.3°S, 26.5°E) ionospheric field station operates a Lowell digital pulse ionospheric sounder (Digisonde) whose output includes scaled parameters derived from the measured ionogram. One of these output parameters is the ionospheric scale height parameter (H), and this paper presents an analysis of the seasonal, diurnal, and solar activity variations of this parameter over the Grahamstown station. Ionosonde data from three years 2002, 2003, and 2004 were used in this study. The data was subjected to a general trend analysis to remove any outliers and then the monthly median data were used to explore the different variations. The results of this analysis were found to be similar to what has already been presented in the literature for low latitude stations, and are presented as well as the correlation at this mid-latitude station between the H parameter, the IRI shape parameter (B0), and the peak electron density (NmF2).     

飞行控制系统鲁棒性分析

简要叙述了特性结构配置及奇异摄动法，介绍了用系统回差矩阵奇异值计算各回路幅值裕量、相位裕量的稳定变化范围，最后以某飞机纵向小扰动运动为例，设计直接力控制律，分析了两种设计方法所设计的控制系统鲁棒性，展示了上述方法的应用。     

翼-身组合体跨音速守恒型全位势流AF2高效算法的应用

 本文用Joukowski交换将圆截面机身的每一横截面逐一转绘为垂直切缝,因而将翼-身组合体转绘为某单独机翼。我们用作者采用过的数值保角转绘法对转换的单独机翼生成O型贴体坐标网格,然后用逆转绘构造翼-身组合体绕流的O型贴体坐标网格。跨音速计算采用守恒型金位势方程,精确边界条件和AF2高效有限差分迭代算法。本文指出,只需少量修改,就可将单独翼分析程序扩展为可同时适用于翼-身组合体。本文考虑的组合体其机身为有限或无限长,圆形截面,机翼前后机身轴线允许弯曲;机翼有任意平面形状,但翼尖弦长不能太短。     

可压缩球涡和平面激波相互作用的数值研究

行进了可压缩球涡和平面激波相互作用的数值研究。一方面，用非定常Ｅｕｌｅｒ方程数值模拟了一种可压缩球涡的自身演化，同时，利用Ｒａｎｋｉｎｅ－Ｈｕｇｏｎｉｏｔ关系，在流场中嵌入运动激波，求解了激波－球涡相干的流动过程。     

带座舱飞船高超声速粘性绕流的分离形态及流场结构分析

通过求解薄层近似的Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，数值模拟了带座舱飞船高超声速粘性绕流，首次系统地给出了攻角为５°、１０°、２０°、３０°和４０°情况下的物面分离形态、横戴面流线形态、纵剖面流线形态以及旋涡沿涡轴的演变形态。分析和比较表明，本文采用数值可视化方法给出的流场拓扑结构与相应的拓扑规律完全吻合。在飞船后体流场横截面流线中，本文发现了稳定的极限环流态，该极限环涡心处沿涡轴方向的速度是超声速     

再人体复杂外形无粘流场数值计算研究

本文在文[1,2,3]的基础上研究了非定常Euler方程的推进迭代方法,并将无波动、无自由参数的耗散差分格式(下称NND格式)发展为隐式、迎风格式,用以计算有差曲控制翼的再入复杂飞行器的育攻角、有侧滑角的超声速无粘绕流流场。其结果是准确的。本文的方法具有以下特点: 1.可以在同一计算程序中实现亚跨超流场的计算:在超声速区域,采用推进技术;在亚跨声速区,则自动选择推进迭代求解技术。 2.NND格式不仅具有公式简单,无自由参数的特点,而且过激波时满足熵条件,不会产生非物理解,也不发生振荡。 3.隐式差分格式的无条件稳定和Gauss-Seidel迭代的快速收敛,计算省时。 本文的方法曾用于烧蚀头部凹陷外形和航天飞机简化外形的计算,能自动选择迭代和推进区域。可以预言,如计算机条件许可,本方法可以用于大攻角的无粘流场计算。