诱导速度分布和挥舞摆振耦合对旋翼气动导数和直升机稳定性的影响

符号 β_0、β_0 β_s和ξ_0、ξ_0、ξ_0分别为挥舞和摆振系数f_β、f_ξ挥舞和摆振弯曲振型函数ω_x、ω_z直升机滚转和俯仰角速度Ω旋翼转速μ_x、μ_y、μ_z飞行状态特性系数.     

对“关于跨音速定常小扰动平面势流线松弛的稳定性和收敛性的讨论”一文的讨论

文献[1]在局部线化假设下,运用了Von Neumann方法,分析了线松弛迭代的稳定性问题。关于改进迭代的稳定性,该文指出对于局部超音速点,存在一个大于0面小于1的数ω_0,使得松弛因子ω满足0<ω_0<ω≤1时,迭代是稳定性的。本文作者认为,这一结论是错误的。正确的结论应该是:对于任意的满足0<ω<1的松弛因子ω,改进迭代在Von Neumann的意义下总是发散的。现证明如下。     

“关于跨音速定常小扰动平面势流线松弛的稳定性和收敛性的讨论”一文(1.13)式的更正

在文献[1]中,我们曾指出对于局部超音速点,存在一个小于1而大于零的ω_0。当松弛因子满足0<ω_0<0≤1时,改进迭代是稳定的。这个结论是错误的。错误来自在附录2中,令ω→0,而未对|B_2|~2—|A_2|~2作精密的量级分析。正确的结论是:在局部超音速点,对改进迭代找不到满足稳定条件的ω。下面证明这结论:     

高空无人驾驶飞机侧向控制规律分析

本文用飞行力学的处理方法,对一种高空无人驾驶侦察机(以下简称无人机)的侧向制规律的特点进行了分析。重点是分析飞机不对称(因工艺误差,或重复使用时残存的不对称)产生的干扰侧力△C_z,干扰力矩△(?)_s和△(?)_y(均以无因次系数表示),以及在投放初始值β_(10),ω_(x0),ω_(y0),γ_0和ψ_0等的作用下系统的航迹偏角ψ_s和飞机重心侧向位移Z的静差。本文对加上侧向控制规律后,对飞机动态品质的影响也进行了分析,并提出了改进原控制规律的设想。其分析结果可供系统设计者综合方案时参考。     

平面运动激波在定常超音速劈表面马赫反射的研究

本文介绍了在电控双驱动激波风洞中进行的平面运动激波在有定常超音速绕流的尖劈表面马赫反射的实验。这种反射现象属于准定常的,在实验中观察到了四种反射(RR,SMR,CMR和DMR)。本文还计算了三波点Τ的迹线及弯折点Κ的迹线分别和劈面的夹角χ和χ',以及各种反射相互转变的边界。发现运动激波波前定常超音速气流马赫数Μ_0会影响χ和χ'角,使(θ_ω+χ,Μ_s)平面上各种反射的转变边界发生变化,但不影响(θ_w,Μ_s)平面上的各条转变边界线。     

用等效电路法求解常用四臂交电流桥的平衡条件

交流电桥的平衡条件是复数方程,所以一般用复数运算,利用实部相等和虚部相等求得交流电桥的两个平衡条件,运算繁琐。本文利用桥路结构,在电源频率ω→∞和ω→0的极值情况下,理论上直接给出交流电桥的平衡条件。     

改进的FCT法在二维激波斜壁问题上的应用

本研究以数值模拟法求解非定常二维激波的斜壁问题。计算采用了时间分割法、MAC格式、FCT修正和自适应网格生成技术。文中对不同马赫数M和不同斜角θ_ω三种组合情况进行了计算。结果表明,采用这种方法所预示的反射形态领域与实验结果吻合良好。     

SiMnMoV钢板材强度σ_b与其表面硬度HRC的关系

本文研究了容器用SiMnMoV钢表面脱碳板材(淬火+300℃回火)强度σ_b与其表面硬度HRC的关系。研究结果表明:该钢表面脱碳曲线为直线,其斜率ρ=70。在表面脱碳与无脱碳板材的强度之间,发现了一个强度分界值σ_0;σ_0值随板厚α减小而下降;α一定时,σ_0为定值,不受含碳量影响。σ_b与HRC的关系符合σ_j=σ_0[1-(a+b)(48-HRC)/35ab]。σ_0值和σ_j式,为容器壁厚与强度匹配优化设计的强度选择,为低温回火用中碳低合金超高强度钢容器表面脱碳热处理,提供了科学的依据。     

常规准则对加油机飞行品质评定的适用性

为了开展空中加油任务中加油机飞行品质的评定准则研究,对多组不同参数控制律的加油机进行了地面飞行品质评定模拟试验,研究了常规准则在加油机飞行品质评定中的适用性。结果表明:常规飞行品质准则边界不完全适用于评定加油机飞行品质;ζ_(sp)与CAP准则和ζ_(sp)与ω_(sp)T_(θ2)准则与空中加油任务中加油机的飞行品质要求相关性较差,单位迎角变化所引起的纵向过载与短周期自然频率组合能够在一定程度上反映该任务中加油机的飞行品质要求,带宽准则能够反映出空中加油任务对加油机俯仰姿态响应带宽的要求,但该任务对等效延迟时间的要求相比于带宽准则要低。     

荷兰滚模态螺旋模态对大型飞机滚转性能的影响

本文从飞机的横-航向线性小扰动三自由度运动方程出发,导出了副翼操纵阶跃输入时,飞机三自由度滚转角速度、倾斜角的近似解析公式。同时,作为一种特例,直接从三自由度近似解析公式简化或单自由度的滚转角速度、倾斜角的计算公式。二者相比较,可得出荷兰滚模态、螺旋模态对飞机滚转性能影响的近似解析表达式。且用几架普通气动布局的大型喷气客机数据作为算例,进行了计算。计算是在H-89微型计算机上完成的。计算结果表明,荷兰滚模态Pss,Ф_t的影响较大,且主要取决于(ω_φ/ω_(nd))~2离开1的程度,螺旋模态对Pss,Ф_t(只限滚转60。)影响较小。可是,荷兰滚模态、螺旋模态的影响均是使Pss,Ф_t指标变坏的。此外,这二个模态对滚转模态时间常数T_R的影响必须计入。     

带惯性负载的阀控马达随动系统的非线性仿真——第二部分 系统仿真结果与分析

一、惯量(J_m,J_L)与刚度(K_0,K_L) 对结构谐振频率的影响 1.不带惯性负载(J_L=0) 这时系统的结构谐振频率就是马达的自振频率ω_m,理论计算公式为     

涡量流函数二维空穴环流计算

本文用涡量流函数方法,ADI差分格式计算了方形空穴内环流运动。用(ψ~k,ω~k)→(ψ~k 1/2,ω~k)→(ψ~(k 1),ω~k)→(ψ~(k 1/2),ω~(k 1/2)→(ψ~(k 1),ω~(k 1))及(ψ~k,ω~k)→(ψ~(k 1/2),ω~k)→(ψ~(k 1/2),ω~(k 1/2))→(ψ~(k 1/2),ω~(k 1/2))→(ψ~(k 1),ω~(k 1))二种迭代格式都得到收敛解。取收敛精度为ψ,ψ的“1”模相对误差10~(-4)。 另外采用Benjamin所推荐的变换函数以改善边界附近的计算。     

变刚性支承转子的动力特性讨论

一、一种理想的转子稳态幅频线 一个转子如采用不同刚性的支承,则转子支承系统的幅频特性（r～ω）线不同。图1中虚线示出同一转子采用低刚性引和较高刚性K₂′支承时的幅频特性线1和2。有人想利用改变支承的方法来减小通过临界转速时的振动。方法是对图1（a）情况在转子角速度ω≤ω_Ⅰ时使支承刚性为k₂′,ω≥ω_Ⅰ时变支承刚性为K₁′;对图1（b）的情况则在ω≤ω_Ⅰ和ω_Ⅱ≤ω≤ω+Ⅲ支承刚性.      

羰基铁粉对橡胶吸波贴片力学与电磁性能的影响

采用羰基铁粉为吸收剂、三元乙丙橡胶（EPDM）为基体，研究了羰基铁粉用量对微波吸收贴片力学与电磁性能的影响；利用扫描电镜探讨了复合材料的微观结构。结果表明：随着羰基铁粉在橡胶基体中填充量的增加，其力学性能和电磁性能均有较大程度的提高；断面的扫描电镜照片表明，羰基铁粉与三元乙丙橡胶界面结合性能较好，在基体中分散较均匀。利用基于改进遗传算法的优化软件对以羰基铁粉为吸收剂的微波吸收贴片吸波性能进行优化预测，优化结果表明：应用配比为加（羰基铁）：ω（EPDM）=1050：100，制成厚度为0．8mm的单层吸波贴片，可以实现在8～18GHz范围内反射率〈-8dB；以配比为ω（羰基铁）：ω（EPDM）=1050：100的吸波贴片0．6mm作为内层材料，以配比为ω（羰基铁）：ω（EPDM）：150：100的吸波贴片1．5mm作为外层材料，制备成总厚度为2．1mm的双层吸波贴片，可以实现在8～18GHz范围内反射率〈-12dB。     

不可压缩翼型绕流数值研究

使用标准k-ω模型及与色散模型相耦合的k-ω模型分别计算了NACA0012翼型和NACA 4412翼型的低速绕流问题.NACA 0012翼型计算了其来流雷诺数为2.88×106,攻角从0°到15°范围内的流动结构、翼型表面压力分布和升力、阻力特性;NACA 4412翼型计算了临界雷诺数为1.52×106,攻角为13.87°时的流动分离和翼型表面压力系数 ,并与实验数据进行对比.结果表明:在同等条件下,使用与色散模型相耦合的k-ω模型计算得到的NACA 0012翼型的升力和阻力系数比标准k-ω模型提高精度约5%,NACA 4412翼型的表面压力系数精度提高了约3%,进一步验证了其可信性,可将其进一步应用到低速飞行器的气动计算中.      

变后掠翼飞机动态响应计算及参数分析

本文推导列写了变量为V、α、ω_τ的变后掠翼飞机纵向运动方程,并通过计算机翼按M数规律变后掠加速飞行时飞机的动态响应,分析了变后掠初始飞行状态,飞机推重比和气动力等参数的影响,进而提出了用于动态响应计算的简化运动方程。而且还分析了变后掠规律对动态响应的影响。从动态特性的角度,指出了选择较为有利的变后掠规律的可能途径。     

高刚度、零膨胀系数碳-环氧管的设计、制造和试验

本文介绍了一种高刚度、零膨胀系数的碳环氧管子的设计、制造和试验。管子的铺层为90_1~o/0_5/90_1~o。所用纤维0°层为M_(40)纤维,90°层为T300纤维。基体为648酚醛环氧树脂-三氟化硼单乙胺。成型采用尼龙带缠绕加压法。管子的最终性能:拉伸模量为2.03×10~6公斤/厘米~2。轴向线膨胀系数为0.07×10~(-6)。     

飞机起落架用钢贝氏体组织的屈强比问题

本文根据强度设计规范要求和试验结果,指出飞机起落架用钢在满足屈强比σ_(0.2)/0_h>0.67的条件下,以适当降低该值更为行利。对40CrMnSiMoVA钢的研究证实,σ_(0.2)和σ_(0.2)/σ_h值在循环载荷作用下并非恒值。贝氏体组织较低的σ_(0.2)/σ_h值使其发生循环硬化,从而减轻钢的缺口敏感性并延长其疲劳裂纹形成寿命,同时具有更为明显的超载延寿效果。     

带定心弹簧的挤压油膜阻尼器柔性转子系统主共振型双稳态特性

转子系统的主共振型双稳态特性主要包括双稳态开始及结束时的转速ω_bd,ω_ba,双稳态转速区ω_bd～ω_ba、转子系统振幅及相位角的变化规律。选用在试验中曾多次出现过双稳态的模型转子作为理论分析原始数据,在较宽的系统参数的范围内,进行转子系统主共振型双稳态特性分析。      

Pω增强型k-ω湍流模型在三角翼旋涡流动的应用

在三角翼旋涡绕流数值模拟中,标准 Wilcox k-ω湍流模型生成项未考虑旋度的影响而导致预测的旋涡强度较弱。通过引入探测因子区分剪切层和涡核,在旋涡流动的高旋度区域增加ω方程生成项的方法,基于结构化网格上的 RANS 求解器,加入了 Pω增强型 k-ω湍流模型,对绕尖前缘三角翼亚声速和跨声速旋涡流场进行了数值模拟。计算结果与 NASA 的 NTF 风洞和 DLR 的 DNW-TWG 风洞试验数据进行了对比分析,结果表明：不论在亚声速还是跨声速自由来流条件下,Pω增强型 k-ω湍流模型计算的压力分布、涡破裂位置均与试验数据吻合良好,准确地预测出了三角翼上翼面的主涡、二次涡结构,特别是跨声速条件下激波干扰导致的涡破裂的临界迎角及涡破裂位置,表明 Pω增强型 k-ω湍流模型在绕三角翼旋涡流动数值模拟中具有良好的适用性。