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971.
本文研究了有限离散扰动系统的鲁棒干扰解耦问题(RDDPD)。建立了I_k(A_i,B_i)—不变子空间和I_k~F(A_i,B_i)—不变子空间两个新的几何概念,并给出了这两种子空间集合的最大元(Supremal element)的几何描述。它们是Wonham(A,B)—不变子空间概念的一般化。主要结果表明:这两个新概念在RDDPD的求解中是非常重要的。文章最后还讨论了连续扰动系统的鲁棒干扰解耦问题(RDDPC),揭示了RDDPD与RDDPC之间的关系。 相似文献
972.
曲线曲面的若干几何处理基础算法研究 总被引:3,自引:0,他引:3
给出了实用的曲线曲面的离散、投影、直线-圆环求交,空间直线距离计算等算法,曲线用密切圆逼近,采用差商计算离散点参数,算法速度快,根据几何性质构造了点的投影及曲线投影跟踪算法,用拟牛顿法加大收敛范围,利用相关性减少迭代次数,采用矢量方法和局部坐标系技巧,如空间直线间距离计算,直线-圈环求交等常用算法十分简洁。 相似文献
973.
进气旋流对推力喷管性影响的研究 总被引:2,自引:0,他引:2
介绍了模拟近代大涵道比发动机排气状况的旋流模型,和在喷管落压比1.2到6.5范围内,进气旋流对轴对称喷管,矩形收-扩喷管,楔形二元喷管,和单边膨胀斜板形喷管等性能和射流流态影响等的一些实验结果。实验数据指出:进气旋流可使喷管出口射流柱中的旋涡加强,射流与外界气流间的混合区扩大,中心核心流区缩小,但它对轴对称喷管出口流态的影响很小。进气旋流同时对喷管推力系数和流量系数均起不利影响,增大进气旋流角度会使喷管推力系数和流量都下降,特别是当旋流角超过某一“临界”值后二者降低很急剧,并且二元喷管降低的程度比轴对称喷管更严重,因之在具体应用情况中,保留多大发动机的旋流,要针对具体情况综合考虑各种因素来选定。 相似文献
974.
大攻角下前机身-进气道组合体的流场计算 总被引:1,自引:0,他引:1
本文发展了一种飞机前机身-进气道组合体非粘性流场的多区域数值模拟方法。通过求解三维欧拉方程来模拟不同飞机速度(亚、跨、超音速),攻角(<15°)和发动机流量条件下的进气道性能,并给出了一种新的进气道出口边界条件处理办法。 相似文献
975.
采用近年发展起来的随机选取法,研究非均匀二维超音来流流过6种不同形状的楔型压缩面时的波后非均匀超音流场。结果表明来流的非均匀性对下游流场具有重大影响,对6种不同形状楔型压缩面流场的计算表明,单纯用改变压缩面型面的办法难以减少来流的非均匀性,但是可以部分改善下游流场的非均匀程度,在研究的6种型面中,凹圆弧压缩面及等熵压缩面在本文限定的非均匀来流下,其性能优于其它4种型面的压缩面。 相似文献
976.
本文利用Schwartz-Christoffel映射函数及Muskhelishvili的复变函数方法分析各型分枝裂纹问题。计算结果表明,用本文方法确定各种分枝裂纹的应力强度因子是完全可行的。 相似文献
977.
曹伟 《郑州航空工业管理学院学报(管理科学版)》2003,21(1):110-112
在机械制造中,小钻头容易破损。文章根据小钻头破损的原因,对小钻头的设计、制造及其使用提出一些改进意见及措施。 相似文献
978.
979.
在尖拱形细长旋成体的大迎角(α=40°)流动中通过低速风洞测压实验研究了在临界雷诺数下模型头部扰动、后体粗糙度与非对称涡流动响应的确定性问题。实验雷诺数范围在1.0×105~9.0×105。实验结果分析表明,临界雷诺数下模型头部在不设置人工扰动情况下与非对称涡流动响应具有不确定性;而借鉴亚临界头部扰动与流动响应确定性问题的研究方法在模型头部设置人工扰动,结果显示响应存在确定性。关于后体粗糙度对响应的影响,实验结果表明临界雷诺数下该响应存在确定性。 相似文献
980.