零迎角钝头细长旋成体阻力发散马赫数的工程估算方法

本文将文献[1]零迎角尖头旋成体阻力发散马赫数估算方法推广应用于钝头旋成体。为了计算钝头体压强分布,采用的数学模型是在文献[1]沿轴线分布源(汇)基础上加上头部集中源。为了计算阻力发散马赫数,本文将文献[1]计算尖头旋成体阻力发散马赫数的判断点——脊点换成最小压强点。应用本文方法对二十多个模型进行了计算并与实验作了比较,比较表明本文方法是可行的,文中最后给出了方法的适用几何参数范围。     

裂纹张开载荷的计算及其应用

本文利用超载后塑性区内残余拉件应变的概念,建议了一个计算裂纹张开载荷的数学模型,并导出了相应的计算公式。 应用此模型可以解释加交变循环载荷时疲劳裂纹扩展速率较高的现象。有不同类型的超载时,疲劳裂纹扩展的迟滞效应,也可以定量地加以估算。计算结果与实验结果符合得较好。     

无人直升机系留气动载荷CFD计算分析

系留气动载荷作为无人直升机系留装置的设计输入，通常以机身大风侧向角气动特性风洞试验数据为基础进行计算。采用CFD计算方法对某无人直升机算例样机的机身大风侧向角气动特性进行了计算，包括自由来流、停放在开阔地面和船艉甲板3个状态，以机身气动特性CFD计算结果为基础计算了其系留气动载荷。结果表明:无人直升机在开阔地面停放时的系留气动载荷与自由来流时基本一致。而受船体上层建筑的影响，停放在船艉甲板时的系留气动载荷与自由来流时有较大的差别，除部分风侧向角状态的偏航力矩之外，力和部分力矩的绝对值相对较小，部分风侧向角状态的力和力矩方向相反。研究结果可为选取无人直升机系留气动载荷计算方法和不同停放环境下的机身气动特性的CFD计算及风洞试验状态提供一定的参考。      

大飞机乘员舱热载荷的工程估算方法

大飞机乘员舱热载荷是指当维持大飞机乘员舱内温度、湿度恒定时,单位时间内传入(或传出)的净热量,它是确定大飞机温度调节系统能力的依据.在查阅国外25种大飞机环境控制系统相关文献的基础上,提出了大飞机乘员舱热载荷的两种工程估算方法为:大飞机乘员舱热载荷与乘员数之间良好的线性关系,在确定乘员舱人数的前提下,采用工程估算模型1可以估算出乘员舱热载荷;大飞机乘员舱全舱结构壁传热系数为2.45~7.97W/(m²·℃),平均值为4.93 W/(m²·℃).在环控系统初步设计时,如有乘员舱外形和构想,采用工程估算模型2也可简便地估算出乘员舱热载荷.研究成果为大飞机的研制提供一定的理论指导.     

Z型疲劳裂纹在单峰过载下的扩展速率及迟滞效应研究

本文对Z型裂纹在含有一单峰过载的常幅载荷下的扩展规律进行了研究。通过观察裂纹的开裂角及扩展路径,提出了一个能用来估算Z型裂纹过载迟滞效应的简单模型。估算结果及实验吻合较好。     

喷管分离流动及其侧向载荷

利用商业软件CFX对某液体火箭大面积比喷管地面条件下的分离流动进行了三维数值模拟.计算获得了喷管入口总压从8MPa减小到1MPa时的流场参数分布和侧向力载荷情况.结果表明,随着入口总压的降低,喷管内流场会依次经历自由激波分离和受限激波分离两种分离激波模态.受限激波分离模态下喷管壁面压强具有较大波动,再附着点压强甚至高于环境压强.流动分离情况下,喷管将受到一定侧向载荷作用,载荷方向随机分布.入口总压为4MPa时计算得到的侧向载荷最大,实际侧向载荷峰值可能出现在自由激波分离与受限激波分离转换瞬间.     

V形钝体火焰稳定器表面集油率的实验和理论研究

本文作者在[1]中利用ε—ψ中扇片状喷雾模型[2]及燃油捕获模型,在很广的参数范围内,就燃油液滴对V形钝体火焰稳定器表面撞击问题作了较为详细的分析。由于集油实验这一工作本身的困难,至今国内外尚缺乏较好的集油率实验数据与之分析比较。本文对V形钝体火焰稳定器表面集油率的试验研究工作作了较有成效的探讨,并与理论分析的撞击率作了比较,进一步完善了理论模型,为集油率问题提供了实用的实验方法和半经验半理论分析模型。     

以流面坐标系任意特征线计算超音速绕圆—椭圆三角翼的流动

本文以流面坐标系沿任一条特征线的物理量变化关系式对音速前缘圆—椭圆三角翼的绕流作了计算。其在流面坐标系沿任一条特征线的物理量变化关系式是根据文献[1]所推导得的公式。计算得的机翼表面压强分布与文献[3]、[4]及文献[5]、[6]作了比较;并与文献[7]、[8]的实验结果也进行了比较。结果表明,本文Δζ~3=0.19635的计算结果与文献[3]、[4]、[5]、[6]的计算结果符合较好,而Δζ~3=0.087266的有向实验靠近的趋势。     

弹塑性材料阻力曲线数值计算的尝试

本文在分析弯曲型裂纹试样P—Δ曲线(P为载荷,Δ为施力点位移)的基础上,提供了一种裂纹稳定扩展量的估算方法,相应可得到近似的阻力曲线。为了避免主观因素的渗入,方法中尽量利用数值计算。作为一种单试样方法,它对推荐的标准阻力曲线方法是一个补充,在材料、工艺及故障分析中将是有益的。     

转动载荷对卫星姿态的影响与控制研究

研究带有转动载荷和挠性附件的卫星姿态控制问题.基于具有广义坐标形式的牛顿 欧拉方法建立了卫星姿态动力学模型和转动载荷力矩模型,研究载荷产生的动不平衡力矩和静不平衡力矩的机理和特点.分析载荷干扰对卫星姿态的影响特性,给出基于传递函数进行拉氏变换以估算姿态抖动量的方法.分析卫星姿态控制系统设计干扰补偿控制器的条件,给出了控制器的工程设计方法.验证结果表明该方法有效且能提高卫星姿态精度.     

二维随机疲劳载荷的统计处理及其应用

目前,国内外对疲劳载荷常按一维随机变量进行统计处理。为了更好地反映循环载荷固有特征,更真实地模拟构件承载情况,本文采用二维随机变量进行统计处理。 本文以歼击机的某一飞行科目的实测数据为例,由子样推断其所属母体的性质,再根据母体分布编制出具有代表性的程序载荷谱,可用于全尺寸疲劳试验或寿命估算。 为了考虑谱型的影响,在MTS电液伺服疲劳试验机上进行了随机谱和四种程序块谱的成组对比试验,每组使用了5～6个试样。实验结果表明:短周期的变幅值或变均值程序块谱与实测的随机谱给出的试验寿命无显著差异。     

新的寻的导弹半实物仿真系统小样本实验方法

针对自寻的制导导弹半实物仿真系统仿真实验造价昂贵的现实,对小样本实验进行了研究,提出了一种新的基于目标机动对命中误差灵敏度和机动分布函数的小样本实验和估算方法.文中描述了目标机动对命中误差灵敏度的拟合正交函数系及其一致收敛性,并用测度理论证明了小样本方法估算期望和方差的逼近的一致收敛性质.文中的理论证明为该小样本实验方法提供了理论依据.通过对半实物仿真系统的大样本和小样本对比实验,证明该方法的统计结果与大样本统计结果非常接近.该方法是一个适应于各种可控变参系统和自寻的制导武器半实物仿真系统小样本实验的崭新方法.     

含单边非完整约束飞机滑跑的建模与仿真方法

当飞机在地面上滑行时,其运动会受到风载荷和不对称刹车力矩的影响.为分析飞机的动力学行为,给出了一种基于非完整非光滑多体系统动力学的建模与数值仿真方法.将飞机视为由机身和前后起落架组成的多体系统,主起落架的轮子为纯滚动,飞机在地面滑跑时考虑前起落架轮子的侧向滑移.飞机在跑道上滑跑的动力学方程由Routh方程导出,用约束稳定化方法抑制约束的漂移.轮与地面间的摩擦模型为库仑摩擦模型并用集值函数描述,以用于判断前轮是否发生侧向滑移.最后通过数值仿真算例分析风载荷和不对称刹车力矩作用下飞机在跑道上滑行的动力学行为.      

通信卫星的成本分析

本文提出了估算静止通信卫星各分系统生产成本、整星成本和空间活动总成本的数学模型。为了按分系统估算成本,首先给出了估算各分系统质量的模型。只需已知卫星的初始在轨质量,即可算出卫星平台各分系统、有效载荷的质量和成本、整星成本和空间活动总成本。本文也为通信卫星方案论证工作中的分系统质量分配,提供了一种简单易行的工程设计方法。     

捆绑火箭气动载荷分布不确定性分析

针对带捆绑火箭气动载荷分布受飞行状态及本身外形参数变化影响存在波动的现象,提出了依据多项式混沌理论对捆绑火箭气动载荷分布特征进行全局灵敏度分析及不确定性量化的方法,并以两助推构型火箭为例对所提方法进行验证。首先,提出了捆绑火箭气动载荷分布不确定性分析的方法,并给出仿真分析流程。其次,以两助推构型火箭为例对所提方法进行验证,建立火箭气动外形参数化模型,验证气动特性分析结果。最后,对该模型开展影响因素灵敏度分析及载荷分布不确定性分析,得到了不同因素的影响程度,以及气动轴力和法向力的不确定性分布形式,分析了流场流动情况及气动载荷波动的主要原因。分析结果为捆绑火箭气动载荷波动控制提供了一定参考,通过定量描述气动载荷分布不确定性,可以有效降低安全系数冗余,为开展精确结构设计提供依据。      

表面裂纹超载迟滞效应的研究

本文研究了含表面裂纹试件在疲劳载荷作用下承受单峰超载时的裂纹扩展的迟滞效应。发现:使裂纹滞止的临界超载比有所提高;在同样超载比时,裂纹在c向(沿表面方向)的迟滞循环数比在a向(沿深度方向)的迟滞循环数要多;迟滞效应的影响区约等于(或略大)按lrwin公式计算的由超载引起的单调塑性区长度。用[1]中建议的计算模型对迟滞循环数进行预测,结果与实验数据符合得较好。     

胶接加劲板断裂特性研究

本文用解析法计算了含裂纹胶接加劲板的断裂特性参数,并建议了一种估算其剩余强度和疲劳寿命的方法,对不同型式加劲板的剩余强度和疲劳寿命进行的实验表明,本文建议的方法是可行的。     

复合材料层板断裂韧性的实验研究

本文应用各向异性线弹性断裂力学的理论和方法对复合材料层板的断裂特性进行了实验研究。文中采用了三种不同的方法即K标定法、J积分法以及能量法测定了3240玻璃钢和[0_2/±45/±45/0_2]_s碳/环氧层板的断裂韧性,三种方法均给出了比较满意的结果。     

用DYL电路实现模糊控制器方案探讨

DYL电路为模糊控制器的硬件化提供了新手段。本文根据模糊控制器的算法原理,提出了用DYL电路实现模糊控制器的理论方案,并针对理论方案电路复杂的缺点,介绍了三种简化方案,并对它们进行了分析和比较,其中的两种方案还进行了仿真实验。本文给出的例子是对某型导弹横侧向运动的模糊控制,意在探索模糊控制在航空中应用的可能性。     

一类面对称飞行器横侧向通道LCDP控制方法

某简洁气动布局面对称飞行器具有大升阻比、横侧向通道强耦合的特性，本文分析了该面对称飞行器横侧向通道耦合控制机理，构建了飞行器横侧向通道系统模型，进行了气动与控制一体化设计，推导了LCDP稳定性判据参数约束条件，结合典型飞行状态进行了仿真分析，结果表明仅用一对水平舵面可以实现面对称飞行器横侧向通道的稳定。