飞机的全局稳定性分析和非线性控制

现代军用飞机常设计为在大迎角下飞行。此时飞机是一个高度非线性系统，其稳定特性不能用线性方法求解。而实现控制，特别是在非线性不稳定性的情况下，更是十分困难的。本文介绍了一种综合的分析飞机非线性稳定性和控制的方法。即用分岐理论来决定飞机的全局稳定性。用四阶龙格－库塔积分来计算飞机运动的平衡面和分岐点，并构造运动状态的扰动传播矩阵，而此矩阵的特征值可用来预测稳定性的时变性。此外，还利用扰动传播矩阵来求得为满足规定的飞机反应特性（通常由频率和阻尼表示）所需的操纵，即各操纵面反馈回路的放大系数值。对典型飞机的算例计算结果表明，非线性控制是成功的。     

TA15合金低周疲劳性能研究

以TA15合金为例,介绍了在给定置信度和存活率的情况下,确定其对称循环疲劳极限的方法,并给出了计算该材料疲劳极限实际存活率的一般性方法。通过对飞机结构材料TA15合金在 25℃, 250℃条件下的低周疲劳性能的研究,获得了中值和置信度γ=95%,存活率P=99 9%的低周疲劳数据,以及表征该材料特性的应变 寿命曲线,循环应力 应变曲线和各应变疲劳参数。     

论以应力为参量的复合型裂纹断裂准则

60年代,Erdogan和Sih继承了历史上材料宏观最大正应力理论思想,提出了复合型裂纹的最大周向应力准则;而后,力学工作者以裂纹前缘的应力分量为参量,提出了多种复合断裂准则。这些准则的主要区别为:（1）裂纹起裂是在裂纹前缘的特征圆上还是在其它地方;（2）断裂参量是单一的应力分量还是各应力分量的组合。为此,本文对最大周向应力准则([σ_θ]_max准则)、等能量密度线上的最大周向应力准则([σ_Wθ]_max准则)、径向正应力和切向剪应力联合准则([σ_γ,σ_γθ]_max准则)和最大主应力准则([σ₁]_max准则)进行了试验验证和理论分析,认为断裂准则应建立在同一力学基础上,其断裂参量应以应力分量的组合来形成。     

先进的滑行辅助与引导系统

飞机在空中飞行与在地面滑行有一个最大的不同点就是:在空中,高度现代化的飞机,几乎可以在任何气象条件下完成高精度的航线飞行,而且可以使飞机的耗油最少;然而在地面滑行阶段,机组不得不依靠机场图表,并通过目视人工来操纵飞机滑行。这时常导致机组与管制员的相互误解,使飞机处于危险的境地。事故统计年报表明:大量的地面事故都是由于机组在地面失去了方位概念造成的。     

基于泊松方程的二元翼型网格生成技术

利用求解Posson 方程的方法来划分计算网格，使用Hilgenstock 方法来 控制网格间距和网格正交度。对于安装在风洞中的二元翼型，在进行Navier－Stokes 方程 计算时，需要在物面附近的网格间距很小，这导致网格划分时计算收敛速度很慢。 本文对 Hilgenstock 方法进行了改进，大大提高了网格划分的计算收敛速度。     

一种确定低周应变疲劳应变-寿命曲线的方法

基于Manson-Coffin方程处理低周应变疲劳应变-寿命曲线,提出了一种在短寿命区用低周应变疲劳试验数据,长寿命区(5000周～50000周)用高周疲劳试验数据联合确定材料的高温低周应变疲劳应变-寿命曲线的方法.联合处理方法的应用将不再需要进行应变控制的长寿命小应变的疲劳试验,节约了试验经费,缩短了试验周期.用GH141合金760℃的低周应变疲劳和高周疲劳数据对该方法进行了验证,验证结果发现:联合处理方法和单纯的Manson-Coffin方程处理得到的应变-寿命曲线吻合很好.联合处理方法可以用来确定高温低周应变疲劳应变-寿命曲线.     

高温低周应变疲劳的三参数幂函数能量方法研究

 对Manson-Coffin方程、拉伸滞后能寿命模型和三参数幂函数公式进行了应用研究，提出了三参数幂函数能量方法，并用某高温合金900  ℃低周疲劳数据进行了验证研究。通过寿命预测分散带和标准差的比较发现：三参数幂函数能量方法的低周疲劳寿命预测能力较Manson-Coffin方程和三参数幂函数公式的寿命预测能力有较大的提高；用三参数幂函数能量方法确定的循环应力-应变曲线比用Manson-Coffin方程处理得到的塑性应变分量确定的循环应力-应变曲线更能反映低周疲劳过程中应力和应变之间的关系。     

一种新型的非接触的变形场测量技术

数字散斑相关方法(DSCM)是一种新型非接触变形场测量技术。散斑是相干光被光学粗糙面或不均匀媒介散射而在空间形成的随机分布的光强场,它具有颗粒状特点。可认为物体表面随机分布着许多粒子,粒子在光照射下,反射光形成特有的光强场。DSCM是通过测量物体变形前后光强场概率统计相关性来确定物体变形。首先用光源照射试样,试样表面形成特定散斑图样,可用某一点周围微区内散斑子集的变形描述这一点的变     

鲁棒自动驾驶仪的一种PID控制器的实现

在某初教机的线性模型基础上,分析模型参数的不确定性,通过使用MATLAB中的NCD模块对控制系统中PID控制器等参数进行优化设计.这种方法既避免了复杂的计算和编程,又使系统具有较好的稳定性、动态性能和鲁棒性,克服了依照多个不同高度和速度的飞行区域设计一系列控制器的缺点.     

导致中断起飞失败的原因分析及预防对策

指出了实施中断起飞时速度过大和道面被污染是导致中断起飞失败的主要原因。从机组决断时间、飞机大速度下动能变化以及对V1的认识等方面分析了导致实施中断起飞速度过大的原因。阐述并分析了污染道面对飞机地面加速性能和减速性能的影响。提出了预防中断起飞失败的训练措施。