运动会加油短词

运动会加油短词（精选2篇）

运动会加油短词 篇1

语气，是用不同的声音和气息表达不同的语意和感情的技巧，即“声气传情”的技巧。音随意转，气随情动，因情用气，以情带声；不但以气托声，而且以声、气传情。

在朗读中，总的色彩体现在基调中，具体的色彩体现在语气中。常见的语气色彩如下： “爱”的语气一般是“气徐声柔”的，给人以温和感。发音器官宽松，用声自如，气息深长，出语轻软。

“恨”的语气一般是“气足声硬”的。发音器官紧，气猛而多阻塞，似忍无可忍，咬牙切齿，给人以挤压感。

“悲”的语气一般是“气沉声缓”的。发音器官欲紧又松，气息于先，出声于后。郁闷沉静，欲言又止，给人迟滞感。

“喜”的语气一般是“气满声高”的。发音器官松弛。似千里轻舟，气息顺畅，激情洋溢，给人以兴奋感。

“欲”的语气一般是“气多声放”的发音器官积极敞开，气息力求顺达，似不竭之江流，给人以伸张感。“惧”“气提声凝”。发音器官迟钝，气息似积存于胸，出气强弱不匀。像冰封，出语不顺，像倒流，给人以“衰竭感”。“急”“气短声促”。吐字弹射有力，气息急迫如穿梭，出语间隙停顿短暂，给人催逼感。“冷”“气少声单”发音器官松，气息微弱，给人以冷寂感。“怒”“气粗声重”发音器官力度加大，气息纵放不收，语势迅猛不可遏制，给人以震动感。“疑”“气细声黏”，发音器官欲松还紧，气息欲连还断，吐字夸张韵腹，给人踌躇感。举例子 我。

短词： 妈妈 两个词的练习。（无论他们选择怎么样的方式来表达，只要跟前者所说的不同即可。比如，妈妈轻声，妈妈深情，妈妈撕心裂肺，妈妈大声，妈妈分开读等等。）你是我心目中的精灵。分两种情感，一种是爱，一种是恨。我爱你，我喜欢你。表达的方式。

比如 名字。

广告词，加上动作。

也是要不同的表达方式！康师傅方便面，好吃看得见。欧莱雅，你值得拥有！做女人，挺好！

钻石恒久远，一颗永流传。中国移动通信，沟通从心开始！

明天的明天，你还会送我“水晶之恋”吗？ 飘柔，就是这么自信！

我去过上海。（回答“谁去过上海”）我去过上海。（回答“你去没去过上海”）

我去过上海。（回答“北京、上海等地，你去过哪儿？”）

运动会加油短词 篇2

采用多刚体动力学原理,建立空中加油机尾涡流场下的空中加油软管-锥套动态数学模型,分析加油机在不同飞行条件下软管-锥套的拖拽尾迹[6],并在模型中加入Dryden大气紊流[2]进行仿真、分析大气紊流对软管-锥套飘摆运动的影响。为设计控制器,对模型进行了线性化与降阶处理。根据最优控制原理,采用LQR控制方法,对软管-锥套在Dryden大气紊流中的飘摆运动进行抑制。

1软管-锥套动态建模

1.1建模假设

假设软管-锥套装配是连杆系统,软管由有限数量的圆柱形的光滑刚性杆组成,接头处由无摩擦的球窝连接。每个连杆的质量与载荷集中在连接处。 锥套看作是一个在软管末端集中质量的质点。如图1所示。软管的另一端连接在空中加油吊舱里 ( 牵引点) ,吊舱的运动与加油机的航迹坐标系有关。 软管-锥套系统要承受重力,以及加油机尾涡流、自由来流和大气紊流带来所引起的空气动力。

软管-锥套动态建模中,采用了两种坐标系,分别为大地坐标系Sg与加油机航迹坐标系Sk,航迹坐标系中x轴与加油机飞行速度方向重合一致,z轴位于包含飞行速度在内的铅垂面内,与x轴垂直并指向下方,y轴垂直于xz平面,按右手定则确定。 假设J,K为软管-锥套上的两个相邻连接处的质点, 定义矢量pK,pK是由J点指向K点的定长度向量, θK2是pK与航迹坐标系xz平面的夹角,θK1是pK在航迹坐标系xz平面的投影与航迹坐标系x轴的夹角。 如图1所示。

1.2运动学分析

在软管-锥套示意图图1中,质点K的空间位置向量在大地坐标系Sg中可表示为

式( 1) 中,rK,rJ为K点和J点相对于大地坐标系原点的位置向量,pK表示由质点J指向质点K的距离向量,在航迹坐标系中,pK可表示为

式( 2) 中CKi,SKi( i = 1,2) 为相应角度 θK1,θK2的余弦及正弦。wi( i = 1,2,3) 为沿着航迹坐标系的x, y,z方向的单位向量,lK为向量pK的模。

对式( 1) 进行一次和二次求导,可得到质点K的运动速度vK和加速度aK

式( 3) 中

式中 ωW和 αW分别为飞机航迹坐标系Sk在大地坐标系Sg下的牵连角速度和牵连角加速度。ωW× pK为航迹坐标系相对于大地的牵连速度,分别为航迹坐标系相对大地坐标系的牵连加速度和哥式加速度,

由式( 6) ,式( 7) 知pK,θK1·pK,θK2= 0,则利用式 ( 5) 和式( 3) 的第二式得出所有软管的方位角的二阶导数

1.3动力学分析

由牛顿第二 定律知,质点K的加速度 可表示为:

式( 9) 中,QK为质点K受到的重力与气动力的合力向量; tK和tL分别为K和L段软管上的拉力向量; mK为K段软管质量与L段软管质量总和的一半; μK= 1 / mK。

根据每段软管不可拉伸的假设,可知pK·pK= l2K,对此进行二次求导得出:

式( 10) 中,nK1为由K点指向J点的单位向量。

将式( 9) 代入式( 10) 可以得到软管拉力的线性代数方程:

式( 11) 可表示为

式( 12) 中,系数矩阵T为一个N × N的三对角线矩阵; t和q为N × 1矩阵。T矩阵( 不包括第一行和最后一行) 和q矩阵( 不包括第一行) 的所有元素可以直接从式( 11) 获得,其他信息可以从下面的公式得出( 假设N已知)

式中,a0为牵引点的加速度。

作用于质点K的QK的表达式为

式( 16) 中,Dl,K= Dt,K+ Dn,K,其中Dt,K和Dn,K分别为第K段软管受到的切向气动力和法向气动力,分别表示为

式中,vt,K= ( vK- ωK) ·nK1·nK1,为第K段软管所处流场风速沿软管的切向分量; vn,K= vK- ωKvt,K,为第K段软管所处流场风速沿软管的法向分量; dK为加油软管的直径,lK为第K段软管的长度, Ct,K和Cn,K分别是第K段软管的切向和法向气动阻力系数[8],其大小与当地气流雷诺数有关,为了计算作用于软管的切向摩擦力,采用了Hoerner关于圆柱体的理论[9]。ωK为当地风速,为尾涡诱导速度与大气紊流速度的合速度。其中,尾涡诱导速度采用Hallock-Burnham模型[10,11]来模拟加油机尾涡流,表达式为

式( 19) 中,Vθ为尾涡在该位置产生的周向速度; Γ0为尾涡初始强度,Γ0= 4G / πρVb[12],r为尾涡速度场中任意位置至尾涡中心的距离; rc为尾涡的核半径,rc= 0. 5槡t,t为尾涡已经存在的时间。G是飞机的重力,ρ 是空气密度,V是加油机速度,b是两个尾涡中心的距离为翼展的 π/4倍。

在飞行过程中,锥套同样会受到外力的影响,其受到的力可表示为

式( 20) 中,mN为最后一段软管质量的一半; mdro为加油锥套的质量; Ddro为锥套受到的气动阻力。

式( 21) 中,ddro为锥套的直径; Cdro为锥套的阻力系数,其大小取决于锥套的物理特性。

2软管-锥套空中飘摆运动仿真

以HY—6加油机为例,质量60 000 kg,翼展30 m,加油软管长度14. 4 m,软管外部直径0. 066 m, 软管总质量80 kg,加油锥套直径0. 61 m,锥套质量29 kg。取N = 20。锥套阻力系数Cdro采用经验值0. 712,拖拽点选在右机翼下方的1 /2处。

2.1软管-锥套拖拽尾迹

在加油机的尾流场中( 假设无大气紊流) 即 ωK当地风速仅为尾涡诱导速度,计算发现软管-锥套会逐渐趋向于平衡,波动幅度在10- 5m之内,可忽略不计; 可以计算不同飞行高度和飞行速度下的软管锥套在航迹坐标系中的拖拽尾迹,经过运算得到高度为3 000 m时,速度分别为100 m/s,130 m/s,150 m / s的软管-锥套拖拽尾迹。在同一高度下加油机的速度越大,锥套受到的气动阻力越大,锥套下沉量减小,如图2上图所示。计算速度为100 m/s时,高度为3 000 m,6 000 m,9 000 m的软管-锥套拖拽尾迹,在同一飞行高度下,随着高度的增加,空气密度减小,锥套气动阻力减小,锥套下沉量增加。如图2下图所示。

2.2Dryden大气紊流的影响[2,13]

在晴空大气紊流扰动条件下即 ωK为尾涡诱导速度与大气紊流的合速度,而大气紊流的速度在各方向上都是无规律的,造成软管-锥套的飘摆运动, 由大气紊流造成锥套相对于平衡位置在航迹坐标系下侧向的位移 Δy和垂向位移 Δz的仿真如图3所示。

由图3可以看出,在晴空大气紊流扰动下,软管-锥套会产生高频的不规则运动,大气紊流对锥套运动的影响规律如下:

( 1) 当高度一定时,锥套运动的幅度随着加油机速度的增加而减小。因为在同一高度上,所取紊流相同,而加油机飞行速度增大时,紊流相对于自由来流的比值减小,故大气紊流对软管-锥套运动的影响减小。

( 2) 当速度一定时,加油机高度越高,锥套运动幅度越小。因为速度一定时,高度增加会带来大气密度的减小,作用在软管-锥套上的气动力减小,故软管-锥套的运动幅度减小。

3软管-锥套飘摆运动的抑制

通过对软管-锥套动态建模与仿真分析可知,软管-锥套的飘摆运动受到气流的影响,给受油机安全准确对接带来了一定的难度,有必要研究采用控制方法抑制其飘摆运动。

3.1控制系统结构

目前软管-锥套的运动控制研究少,本文假设在锥套端有控制面可以产生空气动力,锥套相对于基准位置的偏离可测[14],例如可以在锥套端安装差分GPS( DGPS) 接收机或者安装光电相机来测量锥套与相对基准位置的偏离。采用图4所示的主动控制的方法抑制其飘摆( actively stabilized drogue refueling system-ASDRS) 。

3.2LQR控制器设计

在第一节软管-锥套飘摆运动建模的基础上,锥套受力增加施加在锥套端的侧向力Fl,垂向力Fv, 作为控制输入,将软管-锥套分为20个节点,其状态量选,…共80个。输出量选取锥套航迹坐标系下y向位置和z向位置,共两个。为设计控制器,首先对非线性动力学模型线性化,得到线性模型阶数高,为方便控制器设计,采用Matlab工具箱函数对线性模型进行均衡化降阶处理,得到2阶的增量模型系统为

式( 22) 中Ar为降阶后的系统矩阵,Br为降阶后的输入矩阵,Cr为降阶后的输出矩阵( 可逆) 。为了让状态可测便于设计LQR控制器,令x = Cr-1y,代入到式( 22) 中得

即

式中I为2阶单位矩阵。为锥套相对位置与基准相对位置的偏差,为了更好地利用LQR来消除偏离误差,现设即构造如下系统

式( 25) 中O为2阶零矩阵。选择性能指标函数为

式( 26) 中Q,R为权矩阵,针对式( 25) 系统进行LQR控制设计。由最优控制原理[15]可知,线性时不变系统中为使得J最小,最优输入应为

式( 27) 中P = PT> 0满足代数Riccati方程

3.3控制技术的仿真验证

将设计的LQR控制器,应用于软管-锥套飘摆运动的非线性模型,在锥套端,加入10 ~ 50 s的Dryden大气紊流模型,即在图4中加入干扰,对控制器的控制效果进行评估。总的仿真时间为60 s, 在第10 s开始加入一个时长为40 s的Dryden大气紊流来模拟加油机在伸出软管锥套后,在空中遇到大气紊流的情形。

由图5所示的图中可以看出当未使用软管-锥套飘摆运动控制技术( ASDRS) 时,锥套的侧向与垂向波动幅度大概在1 ~ 1. 5 m之间,从图5中的锥套轨迹后视图中可以看出未使用该技术时锥套的后视轨迹是杂乱的,增加了受油机安全准确地对接的难度。当使用软管-锥套飘摆运动控制技术( ASDRS) 时,锥套的侧向与垂向波动幅度在10 cm范围之内, 明显比未使用该技术时小的很多,且达到了空中加油的技术要求[16],且从图5的锥套轨迹后视图可以看出,使用该技术后,锥套的后视轨迹相对较集中于一点处,降低了受油机安全准确地对接的难度。

4结论

( 1) 基于多刚体动力学建立了加油机尾涡流场及大气紊流下软管-锥套飘摆运动的模型。该模型能够较为准确的反映软管-锥套的动力学特性,可以作为空中加油软管-锥套研究的通用模型。

( 2) 数值仿真可知,软管-锥套在不同加油机飞行条件下的拖拽尾迹不尽相同,且大气紊流对软管-锥套的飘摆运动影响较大,给受油机安全准确地对接带来了一定的难度。

( 3) 软管-锥套空中飘摆运动的控制( ASDRS) 能有效地减小软管-锥套在大气紊流中的波动幅度, 可以降低受油机对接的难度,提高软式空中加油的安全性。但没有降低由控制所引起的软管-锥套波动频率,存在一定的不足。