北航航空工程大型通用软件应用大作业
北航航空工程大型通用软件应用大作业样本
航空科学与工程学院《航空工程大型通用软件应用》大作业机翼结构设计与分析组号第3组小组成员11051090 赵雅甜11051093 廉佳11051100 王守财11051108 刘哲11051135 张雄健11051136 姜南6月目录一 CATIA部分....................................... 错误!未定义书签。
( 一) 作业要求..................................... 错误!未定义书签。
( 二) 作业报告..................................... 错误!未定义书签。
1、三维模型图................................... 错误!未定义书签。
2、工程图....................................... 错误!未定义书签。
二 FLUENT部分...................................... 错误!未定义书签。
( 一) 作业要求..................................... 错误!未定义书签。
( 二) 作业报告..................................... 错误!未定义书签。
1、计算方法和流程............................... 错误!未定义书签。
2、网格分布图................................... 错误!未定义书签。
3、气动力系数................................... 错误!未定义书签。
4、翼型表面压力曲线............................. 错误!未定义书签。
5、翼型周围压力云图............................. 错误!未定义书签。
北航航空工程大型通用软件应用大作业样本
航空科学与工程学院《航空工程大型通用软件应用》大作业机翼结构设计与分析组号第3组小组成员11051090 赵雅甜11051093 廉佳11051100 王守财11051108 刘哲11051135 张雄健11051136 姜南6月目录一 CATIA部分....................................... 错误!未定义书签。
( 一) 作业要求..................................... 错误!未定义书签。
( 二) 作业报告..................................... 错误!未定义书签。
1、三维模型图................................... 错误!未定义书签。
2、工程图....................................... 错误!未定义书签。
二 FLUENT部分...................................... 错误!未定义书签。
( 一) 作业要求..................................... 错误!未定义书签。
( 二) 作业报告..................................... 错误!未定义书签。
1、计算方法和流程............................... 错误!未定义书签。
2、网格分布图................................... 错误!未定义书签。
3、气动力系数................................... 错误!未定义书签。
4、翼型表面压力曲线............................. 错误!未定义书签。
5、翼型周围压力云图............................. 错误!未定义书签。
北航最优化大作业
图 18: 前两行为迭代点 xk, 后面一行为梯度的 2 范数，显然，前两行行都趋于无穷大，发散，梯度的 2 范数 趋于 13.4536（从 matlab 变量表格中得到）。 4: 初始点 x(0) = (10, 20)T 前两行为迭代点 xk, 后面一行为梯度的 2 范数，显然，前两行行都趋于无穷大，发散，梯度的 2 范数 趋于 13.4536（从 matlab 变量表格中得到）。
33
图 57: 7、9、11、13 迭代停止测试。
当 n=50 时，解 x*=[1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1, 1,1,1,1,1,1,1,1, 1,1,1,1,1,1,1,1,1,1] 判断矩阵：
图 58: 可以发现，没有发现负曲率的情况，第 1 和第 2 次的迭代到了边界，第 4、6、8、10、12、14、16 次 迭代到了边界。
▽f (x) = g = −400x1(x2 − x21) + 2x1 − 2
200(x2 − x21)
[
]
▽2f (x) = G = 1200x21 − 400x2 + 2 −400x1
−400x1
200
14
4.1 最速下降法
代码和流程图：
图 33:
图 34: 15
4.1.1 初始点为 (1.2,1.2)
++
)
x1 + x12 − 100
x11
x1
−
50 1
−
x2
−10 − µ(
++
)
x1 + x2 − 100 x2 −x1 + 50 + x2
北航CATIA大作业实验报告
CATIA大作业实验报告固体火箭发动机设计院（系）名称专业名称学生信息2015年12月17日表1 固体火箭发动机小组成员完成作业情况表一、研究背景航天技术是20世纪人类认识宇宙和改造自然进程中最有创新活力、最有开拓影响的高新技术领域，也是人类文明进步的重要标志。
众所周知，火箭发动机是导弹、运载火箭和航天器的心脏；是导弹、运载火箭和航天器得以迅速发展的前提；是航天技术发展的重要组成部分。
而现阶段用作运载的火箭发动机主要分为固体火箭发动机和液体火箭发动机两种。
相对于液体火箭发动机，固体火箭发动机具有结构简单，推进剂密度大，推进剂可以储存在燃烧到中常备待用和操纵方便可靠等优点。
固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。
药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体（中空部分为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形等）。
药柱置于燃烧室（一般即为发动机壳体）中。
在推进剂燃烧时，燃烧室须承受2500～3500度的高温和102～2×107帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。
点火装置用于点燃药柱，通常由电发火管和火药盒（装黑火药或烟火剂）组成。
通电后由电热丝点燃黑火药，再由黑火药点火燃药拄。
喷管除使燃气膨胀加速产生推力外，为了控制推力方向，常与推力向量控制系统组成喷管组件。
该系统能改变燃气喷射角度，从而实现推力方向的改变。
药柱燃烧完毕，发动机便停止工作。
而它主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。
结合本专业布置了设计固体火箭发动机的任务和CATIA大作业，宇航学院航空宇航推进理论与工程的两名学生通过分工合作完成此次课题任务。
其中，根据所学知识，自行设定目标参数。
根据拟定的参数，对固体火箭发动机推力室进行设计作图。
时间如有剩余，将对固体火箭发动机推力室的工作状况进行数值模拟，检测相关参数是否达到设计要求。
二、设计目标本次设计对象为固体火箭发动机为地空导弹助推器，工作时间很短，仅为3~4.3s，而推力需求为6~10吨级，属于典型的短时大推力发动机，故应用大燃面装配药柱设计；使用温度为50C o；已知推进剂为SFM—3，要求燃烧室外径D≤0.654m，发动机总长L≤2.59m，故要求发动机的结构尽量紧凑。
结构优化设计大作业（北航）
结构优化设计⼤作业（北航）《结构优化设计》⼤作业报告实验名称: 拓扑优化计算与分析1、引⾔⼤型的复杂结构诸如飞机、汽车中的复杂部件及桥梁等⼤型⼯程的设计问题，依靠传统的经验和模拟实验的优化设计⽅法已难以胜任，拓扑优化⽅法成为解决该问题的关键⼿段。
近年来拓扑优化的研究的热点集中在其⼯程应⽤上，如: ⽤拓扑优化⽅法进⾏微型柔性机构的设计，车门设计，飞机加强框设计，机翼前缘肋设计，卫星结构设计等。
在其具体的操作实现上有两种⽅法，⼀是采⽤计算机语⾔编程计算，该⽅法的优点是能最⼤限度的控制优化过程，改善优化过程中出现的诸如棋盘格现象等数值不稳定现象，得到较理想的优化结果，其缺点是计算规模过于庞⼤，计算效率太低;⼆是借助于商⽤有限元软件平台。
本⽂基于matlab 软件编程研究了不同边界条件平⾯薄板结构的在各种受⼒情况下拓扑优化，给出了⼏种典型结构的算例，并探讨了在实际优化中优化效果随各参数的变化，有助于初学者初涉拓扑优化的读者对拓扑优化有个基础的认识。
2、拓扑优化研究现状结构拓扑优化是近20年来从结构优化研究中派⽣出来的新分⽀，它在计算结构⼒学中已经被认为是最富挑战性的⼀类研究⼯作。
⽬前有关结构拓扑优化的⼯程应⽤研究还很不成熟，在国外处在发展的初期，尤其在国内尚属于起步阶段。
1904 年Michell在桁架理论中⾸次提出了拓扑优化的概念。
⾃1964 年Dorn等⼈提出基结构法，将数值⽅法引⼊拓扑优化领域，拓扑优化研究开始活跃。
20 世纪80 年代初，程耿东和N. Olhoff在弹性板的最优厚度分布研究中⾸次将最优拓扑问题转化为尺⼨优化问题，他们开创性的⼯作引起了众多学者的研究兴趣。
1988年Bendsoe和Kikuchi发表的基于均匀化理论的结构拓扑优化设计，开创了连续体结构拓扑优化设计研究的新局⾯。
1993年Xie.Y.M和Steven.G.P 提出了渐进结构优化法。
1999年Bendsoe 和Sigmund证实了变密度法物理意义的存在性。
北航5系—MATLAB编程部分练习大作业
MATLAB编程部分练习大作业班级_xxxx_ 姓名:_xxx_ 学号：_xxxxx_一、判断题：1）由矩阵a、b组成的方程组x*b=a的解，可以利用x=a/b进行求解。
（对）2）@符号作为子函数数柄，记录了子函数的详细信息，可作为主函数的输出参数。
（对）3）num2str函数表示将字符串或字符数组转换为数字或矩阵。
（错）4）n=nargin(‘fun’)用于返回函数fun定义的输入参数的个数。
（对）5）某m函数文件定义行语句为：Function varargout=myfun(x,varargin)，如果调用方式为myfun(a,b,c)则varargin是长度为2的单元数组。
（对）6）Roots用于求多项式等于0的根，根用行向量表示。
（错）7）最小二乘法拟合函数ployfit(x,y,n)中输入参数n为样本数据个数。
（错）8）RTW（Real-Time Workshop）是MatLab提供的实时仿真工具，只要硬件性能允许，所有SimuLink建立的模型都可以通过RTW实现实时运行。
（错）9）在MATLAB中函数tf2zp()可以用来求传递函数的零极点和增益。
（对）10）MATLAB语言是由C语言开发的，执行效率高，一般能够快速实时运行。
（错）二、选择题：1）下列（）函数可以创建一个m行、m列单位矩阵（对角线上为数值1，其它均为0）：A)eye(m); B) zeros(m); C)ones(m); D)rand(m);2）下列变量名中（）是合法的：A) Char_1; B) x*y; C) x\y; D) end2）定义a=['abc';'cde'] ，运行reshape(a,[3,2])语句产生矩阵为（）A) ['ab','cd','de']; B) ['ab';'cd';'de']; C) ['ad';'cc';'be']; D) ['ab';'cc';'de'] 3）定义A=[1,2,3;4,5,6;7,8,9]; 运行A(1,:)*A(:,3)语句计算结果为（）：A) [ 30,36,42]; B) 36; C) 30; D) 424）下列计算表达式中（）是错误的A）y=eval(‘sin(t)’); B) y=feval(‘sin(t)’,t); C) y=feval(@sin,t); D) y=feval(‘sin’,t);5）如果n阶方阵A可逆，则求A逆矩阵的命令是（）:A) inv(A); B) det(A); C) rank(A); D)以上都不对6）多项式x4-12x3+25x+116的系数向量为（）：A) [1,-12,25,116]; B) [116,25,-12,1]; C) [1,-12,0,25,116]; D) [116,25,0,-12,1];7）Varagin作为函数声明语句中最后一个输入参数，用于传送不定数目的参数，其数据类型为：A) 数值数组；B)单元数组；C)结构数组；D)函数数柄8）令y=[-1,6,15,-7,31,2,-4,-5]，运行[ynew,indx]=sort(y)，请问所得indx(2)的具体数值为：A) 1；B) 4；C) 7；D) 89）下列函数中，（）用于绘制x,y,z三维空间曲线：A) plot；B) plot3；C) mesh；D) peak三、编程计算题：1）利用结构数据类型定义变量A，用于储存某个学生以下三方面信息：姓名——Dafei、排名——第3以及三门课的成绩：88，99和98。
CAD在航空航天工业中的应用
CAD在航空航天工业中的应用CAD（计算机辅助设计）作为一种先进的工程设计工具，已经在航空航天工业中得到广泛的应用。
本文将探讨CAD在航空航天工业中的应用，并分析其优势和局限性。
一、CAD在航空航天工业中的应用1.飞机设计和制造在飞机设计和制造的过程中，CAD提供了强大的设计功能和可视化工具。
通过CAD软件，工程师可以创建虚拟的三维模型，并对其进行各种分析和测试。
这使得工程师能够更准确地评估飞机的性能、结构强度以及气动特性，从而有效地提高设计质量和减少制造成本。
2.零部件设计和优化在航空航天工业中，飞机的零部件数量庞大且种类繁多，CAD软件可以帮助工程师们进行零部件的设计和优化。
通过CAD软件的参数化建模功能，工程师可以根据实际需求快速生成各种不同形状的零件，并对其进行设计优化。
这一过程可以大大提高零部件的设计效率，同时减少材料的浪费和成本的降低。
3.工艺规划和模拟除了飞机设计和零部件设计，CAD还可以在航空航天工业中应用于工艺规划和模拟。
在飞机的制造过程中，涉及到各种复杂的工艺流程和装配工序。
通过CAD软件的工艺规划功能，工程师可以模拟飞机的装配过程，找出可能存在的问题并进行优化。
这有助于提高生产效率、降低错误率，同时节约时间和成本。
4.维修和保养在航空航天工业中，维修和保养是非常重要的环节。
通过CAD软件，工程师可以创建虚拟的维修和保养模型，对飞机的各个部件进行分析和检测。
这有助于工程师们更好地了解飞机的状态和损耗情况，及时进行维修和保养，确保飞机的安全性和可靠性。
二、CAD在航空航天工业中的优势和局限性1.优势（1）提高设计效率：CAD软件提供了丰富的设计工具和功能，可以大大提高设计效率，加快设计周期，从而缩短产品的开发时间。
（2）减少错误率：CAD软件可以帮助工程师们进行设计验证和测试，减少设计错误和缺陷，提高产品的质量和可靠性。
（3）降低成本：CAD软件可以帮助工程师们进行设计优化，减少浪费和材料成本，同时提高生产效率和工艺规划的准确性。
北航作业2
北航《基础会计》在线作业二一、单选题（共10 道试题，共40 分。
）V 1. 甲公司于2004年4月1日购入乙公司同年1月1日发行的2年期的公司债券，债券面值100万元，票面利率为3%，到期一次还本付息。
甲公司购入时实际支付价款102元，并准备长期持有，甲公司在债券投资取得时“长期股权投资”科目账面余额应为（）。
A. 102B. 101.25C. 100D. 99.25满分：4 分2. 可供投资者分配的利润在分配后为（）。
A. 主营业务利润B. 营业利润C. 利润总额D. 未分配利润满分：4 分3. 会计准则分为（）两个层次。
A. 宏观准则和微观准则B. 企业会计准则和预算会计准则C. 基本准则和具体准则D. 会计准则和财务通则满分：4 分4. 汇总记账凭证核算组织程序的主要特点是根据（）。
A. 记账凭证直接登记总账B. 汇总记账凭证直接登记总账C. 原始凭证直接登记总账D. 科目汇总表直接登记总账满分：4 分5. 汇总转账凭证的设置科目时（）。
A. 现金B. 银行存款C. 所有凭证贷方科目D. 所有转账凭证贷方科目满分：4 分6. 对现金的清查方法应采用（）。
A. 查询核对法B. 实地盘存制C. 实地盘点法D. 技术推算法满分：4 分7. “应付账款”账户的期初余额为8000元，本期贷方发生额为10000元，期末余额为6000元，则该账户的本期借方发生额为( )。
A. 10000元B. 4000元C. 2000元D. 12000元满分：4 分8. 某企业购入材料一批，计价23400元。
其中应交增值税3400元，发生材料运输费1000元，装卸费150元，采购人员工资1500元。
途中不合理损耗200元。
该批材料的采购成本应为（）元。
A. 2600B. 24550C. 26250D. 21150满分：4 分9. 对于分期收款销售，在合同确定的收款日期虽没有收到款项，但如果同时符合收入确认的四个条件，仍按合同确定的金额作为收入的做法，是为了贯彻（）。
北航大型软件CATIA大作业报告
2015-2016（1）《大型工程软件》CATIA大作业报告1.三维模型图与三视图图1俯视图图 2 左视图图 3 等轴测视图图 4 正视图图 5 三视图2.数据导入方法和三维建模步骤2.1 数据导入方法(1)将原始翼型数据点坐标导入Excel中；（2）在CATIA的安装文件夹下找到\code\command\GSD_PointSplineLoftFromExcel.xls，然后用Excel打开，如下图然后将刚才导入Excel 的点坐标复制粘贴到StartCurve和EndCurve 中间（一共三组StartCurve和EndCurve，删除两组保留一组，将点坐标粘贴这一组的StartCurve和EndCurve中间），如下图在CATIA中创建的文件中将光标放在几何图形集，然后利用Excel工具“宏”就可以将Excel中的点坐标导入CATIA中并生成样条线。
2.2三维建模步骤（1）将导入的翼型按给定比例进行缩放并按给定距离进行平移得到机翼的三个截面（均在与zx平面平行的平面上）；（2）新建一个由xy平面偏移得到的平面，然后将机翼的三个截面的翼型曲线分别以此平面为支撑面在z部件方向进行投影得到三条弦线投影线段；（3）分别作出此三条弦线投影线段的四分之一点位置，然后分别沿z部件方向以各自对应的截面翼型曲线为支撑面进行投影，每个截面曲线上得到一个投影点，分别为点1,2,3；（4）将翼根截面投影线段和翼中截面投影线段的四分之一点连起来并在其所在平面内转过给定角度得到机翼四分之一弦线的投影，找出翼中曲线投影的与此线的交点P，再作一条过点2沿x向的直线L1，将P点在L1上投影得点1*,然后将翼中截面曲线沿x方向进行起点为点1终点为点1*的平移；同理可将翼尖曲线平移到题目所要求的位置（此处点的名称仅为说明作图方法，具体点名称以CATIA文件中为准）；（5）分别对翼根曲线和翼中曲线，翼中曲线和翼尖曲线进行多截面曲面生产得到两段曲面，然后在中间部位进行结合，则机翼外形曲面生成；（6）最后对机翼曲面实行封闭生成实体，并生成其三视图进行标注。
北航大型通用软件
航空科学与工程学院《航空工程大型通用软件应用》大作业组号47小组成员11051165 王海涛11051196 张彧11051210 杜酉昌11051217 郭皓11051218 张启冬2014年6月小组成员分工表目录1.Catia部分 (3)1.1.作业要求： (3)1.2.作业报告： .............................................. 错误！未定义书签。
2.Fluent部分 (3)2.1.作业要求： (4)2.2.作业报告： .............................................. 错误！未定义书签。
3.Ansys部分......................................................... 错误！未定义书签。
3.1.作业要求： (7)3.2.作业报告： .............................................. 错误！未定义书签。
4.Matlab部分 ....................................................... 错误！未定义书签。
4.1.作业要求： .............................................. 错误！未定义书签。
4.2.作业报告： .............................................. 错误！未定义书签。
1.Catia部分：1.1作业要求：1、用提供的翼型数据，生成翼型曲线；2、参考所给的机翼图例，使用参数化设计，参数为：翼根弦长=495mm、翼中弦长=270mm、翼尖弦长=150mm、内翼展长=525mm、外翼展长=800mm、内翼后掠角=10度、外翼后掠角=10度翼尖不要求倒圆，最后在Part设计环境中生成实心体机翼（不是曲面）；3、在工程图环境中生成三视图，并标注尺寸；4、上述三维模型和工程图分别截图插入word文档的Catia部分；最后提交作业时，part文件和word报告一起提交。
北航航空系统工程概论作业
北航航空系统工程概论作业一、试用自己的语言描述“航空飞行器工程系统与系统工程组成”图中各组成元素的内涵及其在航空飞行器研制中的定位。
答：飞行器总体设计：确定飞机气动布局、配套技术状态，总体布置、分区协调和选择结构方案；对可靠性和维修性指标进行初步预估和分析论证。
飞行器总体设计是飞行器设计的关键。
飞行器总体设计的关系到型号的成功与否，是航空飞行器的研制的第一步也是最关键的一步。
系统工程：实现系统最优化的科学。
其主要任务是根据总体协调的需要，把自然科学和社会科学中的基础思想、理论、策略和方法等从横的方面联系起来，应用现代数学和电子计算机等工具，对系统的构成要素、组织结构、信息交换和自动控制等功能进行分析研究，借以达到最优化设计，最优控制和最优管理的目标。
航空飞行器系统工程主要有系统工程管理计划、系统分析与控制、经费管理、计划管理、风险管理、性能与效能分析、技术状态管理与性能度量等。
在航空飞行器从概念、研制到使用的全寿命周期过程中，系统工程既是一个技术过程，又是一个管理过程，在系统的全寿命期内都必须实施这两个过程。
工程系统：工程系统和系统工程是两个不同的概念。
工程系统指具体的某个工程，并且该工程具有系统性；系统工程不是工程系统本身，是指工程系统的建造过程。
系统工程是为实现工程系统目标而进行的整体研究。
系统工程重在实现过程，其运行是以工程系统的性能、指标、要求为目标所进行的一系列设计和建造过程。
工程系统侧重于技术保障，系统工程侧重于管理保障。
系统工程和工程系统在实现工程目标的过程中缺一不可。
航空飞行器工程系统主要包括：1、传统工程技术：如力学，机械，结构材料，发动机，电气，液压等技术；2、试验工程，生产制造，使用保障，后勤支援等；3、工程专业：如可靠性，维修性，保障性，安全性，测试性等。
二、试用某一你熟悉的系统，如，人、汽车等，描述可靠性、维修性、保障性、测试性及安全性的含义和相互关系。
答：可靠性：元件、产品、系统在一定时间内、在一定条件下无故障地执行指定功能的能力或可能性。
北航-现代控制理论结课大作业
1. 控制系统任务的物理描述为了满足飞机品质的要求，飞机的纵向运动和横侧向运动都需要有能够连续工作的阻尼器，以用来调整飞机的飞行姿态，避免其出现不必要的俯仰和倾斜。
维持飞机纵向运动的阻尼器称为俯仰阻尼器，维持飞机横侧向运动的阻尼器称为偏航阻尼器。
本次课程大作业旨在通过运用Matlab 的经典控制系统设计工具对某型飞机偏航阻尼器进行控制系统的设计。
2. 控制系统对象的数学模型巡航状态下，某型飞机侧向运动的状态空间模型为：111121314111222122232421221313233343132234142434441424()1()()()()2()()()3()()4t x t a a a a b b t x t a a a a b b u t a a a a b b u t x t t a a a a b b x t t x x x x ••••⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥=+⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎢⎥⎢⎥⎣⎦ 1111213141221222324234()()()()()()x t c c c c y t x t c c c c y t x t x t ⎡⎤⎢⎥⎡⎤⎡⎤⎢⎥=⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦⎣⎦⎢⎥⎣⎦式中： 1()x t ：侧滑角（单位为rad ）2()x t ：偏航角速度（单位为/rad s ）3()x t ：滚转角速度（单位为/rad s ）4()x t ：倾斜角（单位为rad ）输入向量及输出向量分别为：1()u t ：方向舵偏角（单位为rad ）2()u t ：副翼偏角（单位为rad ）1()y t ：偏航角速度（单位为/rad s ）2()y t ：倾斜角（单位为rad ）设飞机巡航飞行时的速度为0.8马赫，高度为40000英尺，此时模型的参数为：0.055800.99680.08020.04150.598000.11500.031803.050000.38800.4650000.0805 1.00000A --⎡⎤⎢⎥--⎢⎥=⎢⎥--⎢⎥⎣⎦ 0.007290.00000.475000.007750.15300.1430000B ⎡⎤⎢⎥-⎢⎥=⎢⎥⎢⎥⎣⎦0 1.000000 1.0C ⎡⎤=⎢⎥⎣⎦0000D ⎡⎤=⎢⎥⎣⎦首先输入飞机状态空间模型参数。
北航数值分析报告大作业二
数值分析大作业（二）学院名称宇航学院专业名称航空宇航推进理论与工程学生姓名段毓学号SY16153062016年11月5日1 算法设计方案首先将矩阵A 进行拟上三角化，把矩阵A 进行QR 分解，计算出RQ 。
要得出矩阵A 的全部特征值，首先对A 进行QR 的双步位移得出特征值。
最后，采用列主元的高斯消元法求解特征向量。
1.1 A 的拟上三角化因为对矩阵进行QR 分解并不改变矩阵的结构，因此在进行QR 分解前对矩阵A 进行拟上三角化可以大大减少计算机的计算量，提高程序的运行效率。
具体算法如下所示，记A A =)1(，并记)(r A 的第r 列至第n 列的元素为()n r r j n i a r ij,,1,;,,2,1)(ΛΛ+==。
对于2,,2,1-=n r Λ执行 若()n r r i a r ir,,3,2)(Λ++=全为零，则令)()1(r r A A =+,转5；否则转2。
计算()∑+==nri r ir r a d 12)(()()r r r r r r r r r r d c a d a c ==-=++则取,0sgn )(,1)(,1若)(,12r rr r r r a c c h +-=令()nTr nrr r r r r r r r R a a c a u ∈-=++)()(,2)(,1,,,,0,,0ΛΛ。
计算r r T r r h u A p /)(=r r rr r Tr r h u p t /=r r r r u t q -=ωT rr T r r r r p u u A A --=+ω)()1(继续。
1.2 A 的QR 分解具体算法如下所示，记)1(1-=n A A ，并记[]nn r ij r a A ⨯=)(，令I Q =1 对于1,,2,1-=n r Λ执行 1.若()n r r i a r ir ,,3,1)(Λ++=全为零，则令r r Q Q =+1r r A A =+1,转5；否则转2。
航空工程大型通用软件应用大作业模板
航空工程大型软件应用课程报告院（系）名称航空科学与工程学院专业名称飞行器设计与工程题目名称襟翼结构初步设计组员（17组）2019年7月目录1.Catia部分 (2)1.1.作业要求： (2)1.2.作业报告： .............................................. 错误！未定义书签。
2.Fluent部分 (3)2.1.作业要求： (3)2.2.作业报告： .............................................. 错误！未定义书签。
3.Ansys部分......................................................... 错误！未定义书签。
3.1.作业要求： (5)3.2.作业报告： .............................................. 错误！未定义书签。
4.Matlab部分 ....................................................... 错误！未定义书签。
4.1.作业要求： .............................................. 错误！未定义书签。
4.2.作业报告： .............................................. 错误！未定义书签。
1.Catia部分：1.1作业要求：1、用提供的翼型数据，生成翼型曲线；2、参考所给的机翼图例，使用参数化设计，参数为：翼根弦长=500mm、翼中弦长=270mm、翼尖弦长=150mm、内翼展长=525mm、外翼展长=800mm、内翼后掠角=15度、外翼后掠角=15度翼尖不要求倒圆，最后在Part设计环境中生成实心体机翼（不是曲面）；3、在工程图环境中生成三视图，并标注尺寸；4、上述三维模型和工程图分别截图插入word文档的Catia部分；最后提交作业时，part文件和word报告一起提交。
航天型号软件工程--航天型号系统软件需求分析
❖ 安全等级
▪ 明确软件安全性关键等级
❖ 工作模式
❖ 工作模式的总体描述，如：地面测试/训练/正 常/应急
❖ Ward/Mellor, Hateley/Pirbhai
❖ 复杂的需求可以采用仿真的办法进行 验证
❖ 安全性
▪ 落实任务书对安全性的要求 ▪ 明确指出哪些功能需求是安全关键性需求 ▪ 明确指出不得发生的行为
➢ 可靠性和安全性的区别？ ▪ 安全性是针对严重事故提出的 ▪ 可靠性是针对任何故障
❖ 可维护性
▪ 描述可能需要维护的功能、数据
▪ 描述可能需要的维护方法（在轨，运行时维护 、关机维护）
▪ 给出维护的定量指标
❖ 2010年12月俄罗斯质子火箭未能正常 入轨
▪ 火箭箭载计算机程序错误，为启动发动机，却 进行了一次额外推进
▪ 卫星被送入错误轨道
❖ 2004年1月21日，勇气号火星车瘫痪
▪ 删除存储的过量文件 ▪ 格式化闪存 ▪ 安装新版本软件 ▪ 轨道高度1.7亿公里-3.2亿公里 ▪ 2004年2月1日维修完毕
❖ 依据文件
▪ 列出所依据的文件代号和名称
❖ 运行环境要求
▪ 描述系统组成、通讯及操作系统要求
❖ 技术要求
▪ 功能：分条描述所有功能、工作模式、容错要 求、特殊要求（意外的适应能力）及应急措施
▪ 性能：描述精度、速度、实时性、占用空间及 余量的指标要求
▪ 输入：列出所有输入量，包括格式，方式，时 序，值域，精度等
【VIP专享】北航飞机飞行操纵系统大作业
飞机飞行操纵系统实验报告教师：于黎明班级：130326姓名：xxx学号：130312xx一、飞机操纵系统传动机构的发展历史1、简单机械操纵系统驾驶员通过机械传动装置直接偏转舵面，舵面上的气动铰链力矩通过机械传动装置使驾驶员获得力和位移的感觉。
机械传动装置直接带动舵面，有软式和硬式两种基本型式。
软式传动装置由钢索和滑轮组成，特点是重量轻，容易绕过障碍，但是弹性变形和摩擦力较大。
硬式传动装置由传动拉杆和摇臂组成，优点是刚度大，操纵灵活。
软式和硬式可以混合使用。
2、可逆助力操纵系统在大型高速飞机上，舵面上的气动铰链力矩很大，虽然用气动补偿的方法可以减小力矩，但很难在高低速范围内达到同样效果。
40年代末出现了液压助力系统，舵面由液压助力器驱动，驾驶员通过中央操纵机构、机械传动装置控制助力器的伺服活门，间接地使舵面偏转。
它同时通过杠杆系统把舵面一部分气动载荷传给中央操纵机构，使驾驶员获得操纵力的感觉,构成所谓“机械反馈”,这就是可逆助力操纵系统。
3、不可逆助力操纵系统可逆助力操纵系统虽可解决杆力过大的问题，但在超音速飞机上还会出现杆力反向变化的问题。
由于杆力反向变化，会使驾驶员产生错觉而无法正确驾驶飞机。
为此，须把可逆助力操纵系统中的机械反馈取消，即舵面气动载荷全部由液压助力器承受。
为了使驾驶员获得操纵力感觉，在系统中增加了人工载荷机构（通常是弹簧的）以及其他改善操纵特性的装置,形成不可逆助力操纵系统。
在高空超音速飞行时，由于空气密度减小，飞机容易发生频率很高的俯仰和横侧振荡，驾驶员来不及作出反应。
为了克服振荡，在超音速飞机上普遍安装自动增稳装置，如俯仰阻尼器和方向阻尼器等。
4、电传操纵系统靠电信号传递飞行员的操纵指令，提高了响应速度性，并减轻了重量和体积。
消除了机械传动结构的非线性因素，改善了机械操纵直接固定在机体上面而引起的人机诱发振荡，改善了飞机的操纵品质，对飞机的结构变化的影响不敏感，可以降低和减少维护工作量以及更容易与自动飞行控制系统相结合。
北航智能控制模糊控制作业
智能控制及应用大作业一——双输入—单输出系统的模糊控制姓名：学号：2011-10-14题目要求以双输入—单输出系统为例，画出模糊控制算法程序流程图，计算出模糊控制器的查询表。
假设控制器输入为误差e和误差变化率ec,输出为控制量u，其基本论域分别为[e min，e max]，[ec min，ec max]，[u min，u max]，对应的语言变量E、EC和U的论域为{-6,-5,…,-1,0,1,…,5,6}，E、EC和U都选7个语言值{NB，NM，NS，Z，PS，PM，PB}，各语言值的隶属函数采用三角函数，其分布可用表1表示，控制规则如表2所示。
注意：u的去模糊化要采用与你的学号ID的奇偶性对应的方法，设ID=奇数者用最大隶属度法，ID=偶数者用重心法；要有计算查询表时的必要计算步骤，不能只给出最后结果。
表2模糊控制规则表程序设计与程序流程图1、模糊算法的选择模糊蕴含用求交法，输出量的清晰化计算用最大隶属度法。
于是有输出量的模糊集合'U 为：491'491''491''491''491''''')]([)]([])[()()()(=======→→=→⨯⨯=⨯=⨯=i ii iEC iE i i i i i i i i i i iCU U U EC EC U E EU EC E EC E R EC E R EC E U2、程序结构说明利用Matlab 编写该模糊算法，并且计算出模糊控制器的查询表。
程序按照上面的控制算法，先计算模糊关系隶属度矩阵R 。
通过上面的式子，根据每一条控制规则，查找相对应的赋值表当中的向量值。
如第一条法则:If E=NB and EC=NB, then U=NB.则找到E 中NB 对应的行向量和EC 中NB 对应的行向量，然后将第一个行向量转置后与第二个行向量按照乘法法则对应取小值，生成新的矩阵。
北京航空航天大学软件学院工程实践报告
北京航空航天大学软件学院工程实践结题报告课题名称: 企业设备管理系统学生姓名:学号：专业方向：所属院系: 软件学院指导老师：摘要设备管理的日常工作通常由公司的行政部门进行处理,但是随着公司规模的不断扩大，作为管理职能部门之一的行政部的日常管理工作也随之增加,各业务部门设备的管理等工作量较大的事务占据了大量的时间。
行政部门迫切需要通过信息化的建设，来辅助行政管理规范化、制度化，并使行政管理所需各种数据标准化,为行政管理提供各种数据分析支持。
设备管理系统基于行政部门日益繁多的工作需要而开发的。
在实际的企业运作中，由于设备管理数据的冗多，繁杂和混乱,故而开发了设备管理系统来有效的协助行政部门的日常管理。
本论文以“设备管理系统"的设计与开发为背景，论述了设备管理系统的分析、设计、实施以及测试的整个过程。
系统采用基于B/S结构的动态网页技术，使用JSP+J2EE技术实现了对设备的管理，通过对系统的分析，系统主要实现用户管理，设备管理，询价管理，供应商管理等功能。
信息化是当今世界经济和社会发展的大趋势，使用计算机对设备信息进行管理，具有着手工管理所无法比拟的优点。
例如：检索迅速、查找方便、可靠性高、存储量大、保密性好、寿命长、成本低等.这些优点能够极大地提高设备管理的效率，也是的科学化、正规化管理,与世界接轨的重要条件。
关键词：管理信息系统;设备管理系统；B/S结构;JSP+J2EEEnterprise Equipment Management SystemAbstractAccording to the case studied in the service department, I R&D an equipment management system. Because of the development of the company and more and more complex data, it is necessary to build an information system managing and supporting the daily process。
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航空科学与工程学院《航空工程大型通用软件应用》大作业机翼结构设计与分析组号第3组小组成员11051090 赵雅甜11051093 廉佳11051100 王守财11051108 刘哲11051135 张雄健11051136 姜南2014年6月目录一CATIA部分 (1)（一）作业要求 (1)（二）作业报告 (1)1、三维模型图 (1)2、工程图 (2)二FLUENT部分 (3)（一）作业要求 (3)（二）作业报告 (3)1、计算方法和流程 (3)2、网格分布图 (4)3、气动力系数 (5)4、翼型表面压力曲线 (7)5、翼型周围压力云图 (7)6、翼型周围x方向速度云图 (8)7、翼型周围y方向速度云图 (8)8、翼型周围x方向速度矢量图 (9)9、翼型周围y方向速度矢量图 (10)10、流线图 (10)三ANSYS部分 (11)（一）作业要求 (11)（二）作业报告 (11)1、机翼按第一强度理论计算的应力云图 (11)2、机翼按第二强度理论计算的应力云图 (12)3、机翼按第三强度理论计算的应力云图 (13)4、机翼按第四强度理论计算的应力云图 (13)5、机翼变形图 (14)6、由翼根到翼尖某一路径挠度变化规律 (15)7、由翼根到翼尖某一路径应力分布规律 (15)8、机翼前5阶固有振动频率 (16)9、机翼第1阶振动模态 (16)10、机翼第2阶振动模态 (17)11、机翼第3阶振动模态 (17)12、机翼第4阶振动模态 (18)13、机翼第5阶振动模态 (18)14、命令流 (19)四MATLAB部分 (27)（一）作业要求 (27)（二）作业报告 (27)1、计算方法 (27)2、翼型外形压力系数分布图 (29)3、计算结果 (29)4、计算程序 (29)一CATIA部分（一）作业要求1、用每组的翼型数据，生成翼型曲线；2、参考所给的机翼图例，使用参数化设计，参数为：翼根弦长=450mm、翼中弦长=270mm、翼尖弦长=150mm、内翼展长=525mm、外翼展长=850mm、内翼后掠角=10度、外翼后掠角=10度3、翼尖不要求倒圆，在零件设计中生成实心体机翼（不是曲面）；4、在工程图环境中生成三视图，并标注尺寸；5、上述三维模型和工程图分别截图插入word文档的Catia部分；最后提交作业时，part文件和word报告一起提交。
6、生成的Catia实体机翼模型会在后续软件作业中使用。
（二）作业报告1、三维模型图图1三维模型图1图2 三维模型图2 2、工程图图3工程图二FLUENT部分（一）作业要求1、从Catia软件中输出igs文件，导入到Gambit软件中；2、用与机翼对称面相距Z的平面撕裂机翼表面生成计算所需的翼型曲线，其中翼型站位：Z=40%b，b为內翼展长；3、采用分区的四边形Map网格或者应用尺寸函数的非结构网格生成计算网格；4、计算条件：Ma=0.3，alpa=2deg，压力远场边界条件、SA湍流模型；5、计算结果提取内容：网格分布图、气动力系数、翼型表面压力曲线、翼型周围的压力云图和速度云图、翼型周围的速度矢量图和流线图。
6、word报告：计算方法和流程、计算结果提取内容。
（二）作业报告1、计算方法和流程（1）将igs文件导入至Gambit。
（2）创建四个点（60,1500,0），（60，-1500,0），（1560, -1500,0），（1560,1500,0），并依次连接，生成右边的三条流场边界，左半边生成半圆边界。
（3）将翼根平面沿z轴平移210mm的距离，用新生成的平面将原来机翼撕裂成两个实体，并将切割生成的平面投影到2中得到的平面上。
（4）进行布尔运算，生成最终的流场计算边界，并删除多余的元素。
（5）将计算区域划分为六部分，由于翼型前缘斜率变化比较大，划分线网格时分成50个点，比率1.1，后缘30个点，比率1.05，然后划分map面网格。
设置边界条件：进口与出口为压力远场条件，上下翼面均为壁面条件。
（6）导出mesh文件，并导入fluent，经过check之后体积没有负数，选择压力基求解器。
（7）按照要求，选择S-A模型进行计算，计算的流体选择空气air，入口与出口选择压力远场条件，边界条件给定马赫数为0.3，温度为默认的300k，速度向量为（0.9994，0.0349）（2度迎角）。
参考值选为入口条件，由于fluent二维模型默认的计算公式，其中的面积与长度均填为弦长0.408m，求解方法为coupled，其余保持默认值。
（8）监控值为升力阻力系数，力矩系数（翼型前缘点不为原点，因此焦点位置为0.162m）。
（9）迭代步数按照初始设定的200步计算，但是200步结束后并没有收敛，因此又进行了200步迭代，在又进行了大约70步处结果收敛。
（10）生成需要的图像，并导出上下翼面的压力系数以供matlab计算。
2、网格分布图图4网格分布图1图5网格分布图23、气动力系数表1气动力系数表图6 升力系数曲线图7 阻力系数曲线图8 力矩系数曲线图9残差曲线4、翼型表面压力曲线图10 翼型表面压力曲线5、翼型周围压力云图图11 翼型周围压力云图7、翼型周围y方向速度云图图13 翼型周围y方向速度云图图14 翼型周围x方向速度矢量图图15 翼型周围x方向速度矢量图局部特写1图16 翼型周围x方向速度矢量图局部特写210、流线图图18 流线图三ANSYS部分（一）作业要求1、将Catia模型导入Ansys生成实体模型；2、采用六面体网格（结构网格）划分计算模型；3、根据所提供参数和条件计算：计算机翼的全场应力和变形，并对机翼的强度进行校核，给出由翼根到翼尖任意路径上的应力和挠度分布规律；计算机翼的前5阶固有振动频率及其模态；其中，输入参数：机翼为各向同性线弹性材料，弹性模量70GPa，泊松比0.25，材料的拉伸强度为125MPa，压缩强度为100MPa；计算条件：翼根为固支边界条件，内翼上、下表面、外翼上、下表面分布承受0.2MPa、0.55MPa、0.25MPa、0.5MPa均布气动压力；4、提交结果：计算报告(要求图文并茂、图表)和命令流。
（二）作业报告1、机翼按第一强度理论计算的应力云图图19 按第一强度理论计算的应力云图图20 按第二强度理论计算的应力云图机翼按第二强度理论计算得最大压缩应力为60MPa，材料压缩强度为100MPa，故压缩不会使机翼发生破坏。
图21 按第三强度理论计算的应力云图4、机翼按第四强度理论计算的应力云图机翼按第四强度理论计算得最大拉伸应力为400MPa，材料拉伸强度为125MPa，故会使机翼发生破坏。
5、机翼变形图图23 机翼变形图6、由翼根到翼尖某一路径挠度变化规律图24 由翼根到翼尖某一路径挠度变化图像7、由翼根到翼尖某一路径应力分布规律8、机翼前5阶固有振动频率图26 机翼前5阶固有振动频率9、机翼第1阶振动模态10、机翼第2阶振动模态图28 机翼第2阶振动模态11、机翼第3阶振动模态12、机翼第4阶振动模态图30 机翼第4阶振动模态13、机翼第5阶振动模态图31 机翼第5阶振动模态14、命令流/BATCH! /COM,ANSYS RELEASE 13.0 UP20101012 01:03:07 06/11/2014 /AUX15!*IOPTN,IGES,SMOOTHIOPTN,MERGE,YESIOPTN,SOLID,YESIOPTN,SMALL,YESIOPTN,GTOLER, DEFAIGESIN,'03 (2)','igs','Desktop\'! APLOT!*!*/NOPRKEYW,PR_SET,1KEYW,PR_STRUC,1KEYW,PR_THERM,0KEYW,PR_FLUID,0KEYW,PR_ELMAG,0KEYW,MAGNOD,0KEYW,MAGEDG,0KEYW,MAGHFE,0KEYW,MAGELC,0KEYW,PR_MULTI,0KEYW,PR_CFD,0/GO!*! /COM,! /COM,Preferences for GUI filtering have been set to display:! /COM, Structural!*FINISH/PREP7!*ET,1,SOLID185!*!*MPTEMP,,,,,,,,MPTEMP,1,0MPDATA,EX,1,,70e9MPDATA,PRXY,1,,0.25MPTEMP,,,,,,,,MPTEMP,1,0MPDATA,DENS,1,,2700NUMMRG,KP, , , ,LOWFLST,2,2,4FITEM,2,5FITEM,2,17AL,P51X! /USER, 1! /VIEW, 1, 0.436155361013 , 0.344559644612 , -0.831292458984 ! /ANG, 1, 78.9069179181! /REPLOFLST,2,2,4FITEM,2,33FITEM,2,45AL,P51XFLST,2,6,5,ORDE,4FITEM,2,1FITEM,2,-2FITEM,2,5FITEM,2,-8V A,P51X! /VIEW, 1, -0.805668667585E-01, 0.723089780525 , 0.686039466271 ! /ANG, 1, -61.5296071762! /REPLOESIZE,0.02,0,CM,_Y,VOLUVSEL, , , , 1CM,_Y1,VOLUCHKMSH,'VOLU'CMSEL,S,_Y!*VSWEEP,_Y1!*CMDELE,_YCMDELE,_Y1CMDELE,_Y2!*FLST,2,1,5,ORDE,1FITEM,2,1!*/GODA,P51X,ALL,FLST,2,1,5,ORDE,1FITEM,2,5/GO!*SFA,P51X,1,PRES,0.2e6FLST,2,1,5,ORDE,1FITEM,2,7/GO!*SFA,P51X,1,PRES,250000! /VIEW, 1, 0.470394775010 , -0.577648486034 , 0.667121414906 ! /ANG, 1, -32.5022449130! /REPLOFLST,2,1,5,ORDE,1FITEM,2,6/GO!*SFA,P51X,1,PRES,550000FLST,2,2,5,ORDE,2FITEM,2,2FITEM,2,8/GO!*SFA,P51X,1,PRES,500000ACEL,0,-9.8,0,FINISH/SOL! /STATUS,SOLUSOLVEFINISH/POST1! /VIEW, 1, 0.297838221537 , 0.804170079687 , 0.514395642213 ! /ANG, 1, -37.1104688809! /REPLO! /DIST,1,1.08222638492,1! /REP,FAST! /DIST,1,1.08222638492,1! /REP,FAST! /VIEW, 1, 0.765557838213E-01, 0.889874912909 , 0.449735312533 ! /ANG, 1, -54.4177567953! /REPLO! /FOC, 1, 0.299181316136 , -0.197255909226E-01, -0.595260868375 ! /REPLO!*! /EFACET,1! 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