基于复杂网络的国际航空客运网络结构分析

以2003—2006年国际航空旅客运输量和流向为数据构建,通过可视化软件和复杂网络的理论和方法,对以国家/地区为节点所组成的国际航空客运网络结构进行研究。以平均路径长度、簇系数、度分布和中心性等网络结构特征指标为依据,分析了国际航空客运网络结构特点和中国航空客运在网络结构中的结构特征。     

基于模糊PID的飞机除冰车加热系统温度控制

根据飞机除冰车加热系统的实验数据及其工作原理建立了温度控制系统数学模型．并针对此系统提出了一种基于模糊PID算法的控制方法，仿真分析结果表明，采用模糊PID控制的效果明显优于常规PID控制以及仅用模糊控制器进行控制。该研究具有一定的实用价值．为模糊PID控制在飞机除冰车加热系统中的应用打下理论基础。     

低熔体黏度聚酰亚胺树脂的合成和性能

合成了两种以苯乙炔基封端的聚酰亚胺树脂,并对其熔体黏度、热性能和力学性能进行了研究。结果表明,两种树脂在280℃/2h的熔体黏度均小于1Pa.s,并具有良好的熔体黏度稳定性,可以用RTM的方法加工成型。PI-1树脂的Tg和T5d分别是402和534℃,PI-2树脂的Tg和Td5分别是356和525℃。碳纤维增强的PI-1基复合材料在300℃下具有大于70%的性能保持率。     

遮挡板结构对二元喷管红外辐射特性的影响

在宽高比3.33的圆转矩形二元喷管的出口处安装下遮挡板,通过基于计算流体动力学/红外辐射(CFD/IR)数值模拟的方法来研究遮挡板结构对喷管壁面和尾焰的红外辐射强度的抑制效果.研究表明带狭缝气膜冷却的双层遮挡板对排气系统的红外辐射具有更为显著的抑制效果.     

流管实验装置传声器阵列的校准方法

发展了一种应用于流管实验装置的现场传声器阵列校准方法.该方法利用两支标准传声器的测量结果计算管内声场,然后比对待校准传声器的测量信号得到其灵敏度.与传统校准方法相比,该方法具有实时快速、能提供相位校准等优点.在流管装置上进行实验,用模态匹配方法对校准结果进行校核,显示该校准方法得到的声压与计算结果吻合得更好.使用本方法,利用高精度传声器对低精度传声器进行校准并应用,可有效降低测量实验成本.      

某型无人直升机活塞式电喷发动机转速控制设计及试验

针对某型无人直升机活塞式电喷发动机的特性,结合无人直升机不同阶段对旋翼转速的要求,采用转速前馈与反馈比例控制模式对地面暖车转速进行控制.采用了转速前馈、负载前馈、转速变参与反馈PID(比例、积分、微分)控制结合的控制模式实现慢车转速到额定转速的有效过渡.额定工作转速的控制采用了转速前馈、负载前馈、自动配平、转速差前馈与反馈PID控制相结合的复合型控制策略,以保证发动机在额定工作状态下转速波动误差尽量减小,实现无人直升机动力关键部分的控制.通过地面试车台发动机开车试验表明,所采用的复合型控制策略能有效实现发动机恒转速控制.      

微重力下容器圆形倒角处的毛细驱动流

空间探索计划的需求对空间流体管理技术提出了新的挑战.流体管理设备的内角是主要的流体传输"管道",因此研究微重力下容器内角处的毛细驱动流具有重要的意义.由于设计和制造等原因,完美的尖角并不常见,而是带有一定圆角过渡的内角.笔者设计不同的带有圆形过渡内角的容器,选用10cSt硅油为实验流体介质,通过一系列的落塔实验,研究了容器内角处不同的圆角半径对毛细驱动流的影响,并分析得到了有价值的实验规律.     

《实验流体力学》刊载论文统计分析

为了解<实验流体力学>及我国实验流体力学学科的发展状况,对1997-2006年期间刊载的论文进行了深入的统计和分析.从期刊载文情况,基金资助情况、论文学科分布、作者机构分布、年龄和职称分布、核心作者、合著情况、引文状况等方面进行了全面的统计,给出了大量的统计数据,并对统计数据进行了深入分析.通过统计,对<实验流体力学>近10年的发展状况有了较全面的了解,对实验流体力学学科发展方向、热点领域、人才状况等方面有了较深入的认识.分析表明:<实验流体力学>在国内已有了较大的影响力,拥有广泛且稳定的作者群,在传播实验流体力学新知识、新信息方面发挥了很大作用.     

降落伞初始充气阶段数值模拟

根据降落伞的结构和其在充气过程中的受力特性,以某平面圆形伞为原型,建立了伞衣初始充气过程中的计算流体力学与结构动力学的耦合模型.首次考虑了充气过程中折叠伞表的张开问题,建立了更接近降落伞物理模型的初始充气阶段伞表质点结构和受力方程.对流场的变化采用了准定常假设,利用simple算法数值模拟求解RNG κ-ε湍流模型下的雷诺平均N-S方程以获得每一状态伞表张开部分与折叠部分交界处质点的压差系数.把数值计算结果和试验结果及经验值比较,得到如下结论:(1)初始充气阶段伞衣外形变化为:整个阶段,伞衣展开部分外形基本保持较光滑的直筒形状,而非喇叭形.与试验结果相比,计算结果较真实地反映了初始充气阶段伞衣外形的变化情况.(2)当无因次充气时间为0.27左右时.初始充气阶段结束,伞衣投影面积随充气时间呈线性变化,计算值与实验值接近.     

基于格子Boltzmann方法的可压缩翼型绕流模拟

采用能够恢复可压缩Navier-Stokes方程的耦合双分布(DDF)格子Boltzmann方法(LBM)模拟了贴体网格下的NACA0012翼型绕流.首先在Ma＝0.5,α＝0.0,Re＝5 000状态下通过模拟低雷诺数流动检验了该方法;然后分别在Ma＝0.5,0.85和1.2,α＝-0.05,1.0和0.0状态下进行了模拟,并在Ma＝0.85时通过加密网格得到了更好的结果.为了避免转捩问题采用了无粘边界条件进行模拟,但得到的压力系数与实验结果吻合良好,证明了该方法的可靠性并显示了其模拟可压缩的潜力.该方法在翼型绕流上的应用为湍流流动的数值模拟提供了基础.