航炮后座力的分析与计算

本文以航炮射击试验中常采用的航炮-板簧系统为对象,提出计算后座力的简易方法。基本观点是以航炮射击时的膛压为外载荷,建立航炮-板簧系统的有限元模型,将后座力作为内力响应来看,从而可用SAP5程序作模态分析并计算内力响应。用FFT对响应作谱分析,根据各阶模态在响应中的贡献,对航炮支承结构影响后座力的因素作出分析与评价。所求得的结果与实验结果十分相近。所提出‘的计算方案可用于飞机结构与航炮系统的后座力分析与计算。     

弹带阻力的一种简化计算方法

根据航炮的工作原理和弹带运动的特点,通过对4种典型计算模型的分析和优化,对弹带在不同轨迹段的受力进行了分析,简化了弹带阻力的计算过程,为弹带阻力计算的提供一种简化计算方法.     

飞机航炮与支承结构的匹配要求及其设计途径

 在飞机结构动力设计中,航炮与其支承结构的匹配关系是关系着结构设计成败的极重要的问题之一。 通过对地面上支承航炮的板簧系统、对供地面试验用的模型结构及对实际结构的响应计算,可求出航炮与其支承结构相匹配的设计曲线。本文给出了一组可供实际使用的匹配曲线。再利用冲击载荷谱图作为实现匹配设计的技术途径,以期实现最佳的结构设计,从而进一步完善了动力强度设计程序。     

节点坐标获取新法—XYZ法

 <正> 1.引言 我们在开发AUTOCAD绘图软件的基础上,寻找到了用微机辅助获取有限元模型网格节点坐标值的功能,同时解决了IBM微机与大型计算机(如VAX)直接传输问题,从而形成了本文提出的方法——XYZ法。该方法的基本思路是:一个实际三维结构可用多切面(平面问题)图形描述。即(1)可在IBM-PC机上利用AUTOCAD程序获得结构各切面视图绘图文件(×××·DWG)。(2)然后,在PC机上AUTOCAD绘图程序执行中调出某切面绘图文件,设置新层(NGW LAYER),在新层上捕捉未来计算模型节点图素。(3)调用DXFOUT命令,将仅含有计算模型节点图素的信息,存入×××·DXF文件。(4)把只含有节点图素信息的绘图交换文件(×××·DXF)拷贝入微机软盘。(5)再     

机场道面动态响应分析

 本文首先研究了粘弹性地基上四边自由矩形板在运动载荷作用下的动态响应问题,得到了问题的近似解答。然后从该解答出发讨论了机场道面的动态响应问题,并以××机场道面板为计算模型,将理论计算结果和实验结果进行比较,二者符合较好。最后计算了道面的固有频率、临界速度,讨论了主要物理参数对道面动挠度的影响规律。     

计算域大小对大涡模拟计算结果的影响

为了节省计算资源,提升计算效率,在保证计算结果准确的前提下,尽可能选取较小的计算域显得尤为重要。针对该问题,分别沿槽道的展向和流向选取不同的计算尺度(053πδ×2δ×0177πδ、πδ×2δ×05πδ、2πδ×2δ×πδ、3πδ×2δ×15πδ,δ为槽高的一半),在相同的计算条件且设置均满足大涡模拟计算要求的前提下,对摩擦雷诺数为540和930两种摩擦雷诺数下计算域大小对大涡模拟数值计算结果的影响进行了研究。结果发现:计算尺度不小于2πδ×2δ×πδ的计算域能很好的呈现湍流计算结果。此外,在摩擦雷诺数为930时,相同计算域下所能检测的范围均有所提升,得到的计算结果更加准确。     

飞机横航向模态模型的选择

评价有人驾驶飞机的操纵品质，要求将高阶飞机系统用一个动态特性等效的低阶系统来代替。由于飞机横航向等效系统比较复杂，如何选择恰当的模型进行辨识是一个很重要的问题。依照军用规范，通过对飞机横航向运动等效系统模型的建立，分析了在××飞机铁鸟台架试验过程中，在信号激励下飞机横航向运动的几种模态的运动情况，并依此模型进行辨识，得到飞机横航向模态的品质参数，取得很好的计算结果。     

航空铆钉连接件的抗冲击性能

以分离式Hopkinson拉杆装置为基础，设计了特殊的铆接试验件，对MS20615铆钉的铆接结构开展了动态加载下不同加载角度、不同加载速率的力学性能试验。结合其准静态试验结果，获得了铆接结构在纯剪切、30°拉剪耦合、45°拉剪耦合、60°拉剪耦合和纯拉伸试验下的力学性能参数。试验结果表明，加载角度、加载速率对铆接结构的失效载荷与失效模式有显著的影响。在试验结果的基础上，使用有限元软件LS-Dyna建立了铆接结构的简化模型，对比了试验和数值模拟得到的铆接结构载荷-位移曲线，并对简化数值模型进行了网格相关性分析，验证了简化的铆钉单元模型的可行性。     

单台电子系统可靠性增长模型与失效处理方法

结合对×××机载电子系统实施可靠性增长的实践经验,论述了单台电子系统可靠性增长与试验的特点,所选择的增长模型,增长阶段目标值及增长试验时间的计算方法,以及失效处理的策略和方法。     

强5E型飞机颤振特性分析

根据强5飞机以往型号的颤振计算结果，对强5E型飞机的两种外挂状态（全机＋2×LS－500J激光弹。全机＋2×LS－500J激光弹＋2×4001副油箱）作了颤振特性分析。     

飞机纵向机动飞行时动态响应的分析

本文以歼××机基准状态为纵向非定常机动飞行时,受到外界扰动持续作用为例,用数值计算方法计算了飞机受到强烈扰动后的动态响应。本文给出该机在一些典型飞行状态下的动态响应曲线,并对其进行讨论与分析.     

用简化的可用推力模型确定飞机的极曲线

本文介绍一种用简化的可用推力模型来确定飞机极曲线的方法.文中用歼×飞机的试验数据对该方法进行了验证.     

基于矩阵运算的直升机旋翼/机体耦合动力学模型

针对直升机旋翼/机体耦合动力学建模中,小角度线性简化带来的计算精度下降以及适用范围缩小等问题,在计算桨叶速度及加速度时,基于矩阵运算,保留了运动的非线性。对不同机体运动幅值和频率情况下的小角度线性简化对桨叶速度的影响进行了仿真分析,结果发现,随着机体运动幅值的增加,线性简化影响越来越大,滚转幅值 15°时,简化带来的误差超过 5%;俯仰幅值 15°时,简化带来的误差超过 6%,且随着机体运动频率的减小,误差越来越大。对不同桨距的情况进行仿真,结果表明,所建模型可以很好地模拟直升机的动态响应,采用该模型可进行直升机旋翼/机体耦合动态响应仿真分析。     

利用常规风洞进行二元翼型试验的竖置全跨方法

采用竖置全跨试验方案,在CARDC(中国空气动力研究与发展中心)4米×3米风洞进行了几个二元翼型模型风洞试验。最初选用的模型是NASA GA(W)-1翼型,并作为校验模型。试验雷诺数高达4.69×100~6,攻角范围为-10～24°,试验结果相当满意。     

晶体塑性本构模型材料参数识别方法研究

为建立简单高效的晶体塑性本构模型材料参数识别方法,将传统Voronoi多晶/柱晶微结构模型进行了简化,探索了简化微结构模型的建模策略,验证了利用简化微结构模型进行材料参数识别的合理性,分别形成了针对多晶、柱晶与单晶合金的材料参数识别策略,获得了ZSGH4169,DZ125与DD6合金共15组材料参数。结果显示：简化模型的网格数量远远低于传统Voronoi微结构模型,极大地降低了计算代价;为保证简化模型的结果合理且计算代价适中,简化多晶模型需大致含有125个晶粒;相同材料参数条件下,简化模型与传统Voronoi模型的计算结果基本一致;3类合金仿真/实验结果间的最大误差均不超过5%。文中所开发材料参数识别方法计算成本小、操作难度低、运行效率高。     

压气机静子有限元建模简化方法及验证

为有效减小航空发动机静子系统动力特性计算的有限元模型规模,针对压气机静子叶片结构,提出了1种基于截面等效原理的建模简化方法。首先通过1个静子叶片的8、6、4和2截面4种有限元模型的简化和计算说明了该方法的有效性;然后进一步以某型航空发动机压气机的第1级整流器为例,对上述方法进行了计算验证。结果表明:4种简化模型的前5阶固有频率计算结果最大误差分别为2.72%、4.23%、4.73%和7.32%,模态振型吻合良好;简化后的模型规模缩减为原模型的2%~3%,计算时间缩短为原模型的1%~2%。     

三角翼低速动态大攻角气动特性试验研究

对后掠角分别为X=60°、70°和80°尖前缘平板三角翼模型和一个前缘后掠角为（76° 40°）的双三角翼模型在低速风洞中作大攻角俯仰摩波运动，振幅am=30°、60°和90°，缩减频率K=0.01～0.12，基于根弦长雷诺数Re=2.76×10^5～8.23×10^5。进行了六分量动态气动载荷测量，动态流动显示和70°三角翼上翼面非定常压力测量，并分别与对应的静态试验结果比较。分析了运动参数包括缩减频率、振幅和Re数、后掠角对气流动态迟滞特性的影响。     

绕椭球三维流动的分离结构随雷诺数的变化

通过数值计算求解N S方程研究了绕4:1椭球流动结构随雷诺数的变化。计算的雷诺数范围为102-5×103。计算结果系统地显示了分离结构随雷诺数的变化情况及分离涡的空间结构。研究表明,在所计算的雷诺数范围内,10°和30°迎角的分离涡系有本质区别。分离涡系在10°迎角下以闭式分离为主导,在30°迎角下则以开式分离为主导。     

钝圆柱体分离流动声振控制的实验研究＊

在Ｒｅ＝３．０×１０４～１．０×１０５的范围内,实验研究了声激励对钝圆柱体分离流动的影响,分离剪切层发展演化的改变,给出了最佳声激励频率范围,并探讨了声激励控制分离流动的作用机理。研究结果表明,最佳激振频率范围具有普适性,该结果对工程实际具有一定意义     

附加质量法精确标定微小角刚度

论述了以弹簧片作为微小力（＜3×9．8×10－3N）的变形元件时，如何用附加质量法在弹簧片的工作区精确标定角刚度，并给出了实验结果．