工质对毛细管内延展弯月面蒸发传热的影响

为分析工质对系统传热传质的影响,对薄膜传输模型进行了无量纲化求解,获得了弯月面薄膜区蒸发总传热量的近似解.结果表明:同样工况下不同工质的毛细蒸发特性有很大差别,其中理想蒸发量和汽化潜热是主要影响因素.理想蒸发量反映了工质的相变传质能力,而汽化潜热则影响其相变传热能力.通过研究可知:相比甲醇、戊烷等常用工质,氨具有较好的蒸发传输特性,因此采用氨工质的两相传输系统在性能上优于同温度范围其他工质.      

基于地面移动通信基站的差分气压测高方法

为了解决现有的卫星定位系统高程定位精度较低的问题,提出利用已发展完备的地面移动通信基站作为气压差分测量基准点的差分气压测高的方法.该方法以用户接收机附近的分布密集的地面移动通信基站为气压校正基准点,并利用移动通信基站的传输链路把相关的测量数据传送给用户,用户接收机便可以用移动通信基站观测点的高程值、气压值以及温度值,结合接收机测点处的气压值和温度值,利用高程与气压值之间的对应关系,得到用户接收机处的绝对高程值.实际试验结果表明:使用本方法后,室内高程定位精度约为1 m,室外的高程定位精度优于1 m.测高分辨率约为0.2 m,可以使GNSS(Global Navigation Satellite System)的三维位置定位精度提高约60%.本方法不仅可以弥补GNSS高程精度差的缺陷,作为高程约束参与测量方程解算还会提高水平测量精度,而且还克服了传统的气压测高精度依赖于气象站,而大多数用户接收机离气象站的距离较远,造成气压测高精度偏低的局限性.所以本方法能辅助增强卫星导航系统,提高三维定位精度,用于室内定位可以解决室内楼层的分辨问题.     

航天器的起旋和消旋运动

本文利用轴对称刚体在自身力矩作用下,绕定点运动的一阶正规型运动微分方程代替欧拉方程,讨论航天器的起旋和消旋运动。给出两个卡尔丹角为小量时运动方程的解析积分,由此直接导出航天器相对质心的动量矩矢量及自旋轴在起旋和消旋运动中的变化规律。并以伽里略航天器作为具体对象进行了数值计算。     

3000 W IGBT软开关直流稳压电源

为了提高电源效率达到减小能源消耗和热量释放为目的,促进电源技术的革新,文章通过天瑞星公司研制生产的3000W IGBT软开关直流稳压电源为例,论述了零电压开关、零电流开关、零电压零电流开关3种软开关技术的基本思路、概念和工作原理,增进对直流开关电源软开关技术的了解。     

热处理工艺对2A12铝合金阳极氧化膜性能影响

文章研究了2A12热处理工艺对于阳极氧化膜性能的影响,考察不同消应力退火温度及固溶温度条件下阳极氧化膜与基体结合强度及膜层裂纹扩展.通过光学显微镜及扫描电子显微镜(SEM)对氧化膜组织和形貌进行分析.结果表明,2A12铝合金消应力退火可减少阳极氧化膜裂纹密度及宽度,未进行消应力退火的氧化膜多为穿透性裂纹;阳极氧化膜裂纹...     

定常吹气对无缝襟翼翼型地面效应影响的数值模拟

随着对生产成本、性能和可靠性、环境要求的不断提高,未来运输类飞机的发展趋势是具有更大的载重、更短的起降距离、更低的污染排放和噪声,因此迫切需要采用更高效和简单的增升和控制技术,而采用狭缝吹气的主动流动控制增强升力的方式已经被证明是最值得研究推广的应用技术之一。而在分析飞机起降性能时,必须要考虑到地面效应的影响,因此有必要对采用吹气进行增升的翼型地面效应进行研究。通过数值模拟方法研究了定常吹气对某无缝襟翼翼型地面效应的影响,研究表明,近地面在襟翼前缘施加吹气控制后,与远地面施加定常吹气控制相比,翼型升力线斜率和升力明显降低;小迎角下,动量系数为0.005时,升力随着距地高度的减小先减小后增加,动量系数增加到0.01后,升力随着距地高度的减小而减小;无缝襟翼翼型在不同动量系数和不同距地高度时出现的不同程度升力减小的现象,能直接影响飞机的起降性能,是采用吹气控制进行增升设计时必须考虑的因素。     

WENO格式在隐态问题中的应用

高阶、高分辨率的WENO格式大大加强了对于复杂流场结构的分辨能力和计算精度，但计算时间较TVD格式有了明显的增加。近似隐式分裂的LU方法能够加快求解稳态问题的收敛速度。本文结合WENO格式和LU方法实现了求解稳态问题的有效方法，它使得求解稳态问题在收敛速度和计算精度上都有较大的提高。通过算例的数值分析可以看出，上述方法不但收敛速度有了明显的提高，而且对于复杂流场现象仍然具有良好的分辨能力。     

非球面镜检测误差的逆向求解法

应用误差理论以及其在数据处理中的方法,根据具体的非球面加工中系统误差与随机误差的存在情况,分析影响精度的实际因素,采用误差消除的逆向求解思想,建立正确的数学模型,进行科学计算得出消除测量误差后的测量数据,正确地把握误差大小的方向,可指导非球面加工的有序进行,以得到理想的非球面面形。     

导弹运动方程的逆解析解

针对在采用反馈线性化理论设计导弹飞行控制系统时控制器算法对导弹逆模型的要求 ,推导了导弹运动方程的逆解析解 ,包括导弹质心运动的运动学方程及其动力学方程的逆解析解、姿态运动的运动学方程及其动力学方程的逆解析解 ,详细给出了逆模型的求解过程 ,为一类飞行控制系统运用全局线性化设计奠定了基础。最后 ,结合工程应用进行了仿真计算 ,仿真结果表明逆解析解的推导是正确的