分位点形式专家信息的一致性检验方法

给出了分位点形式专家信息的一致性定义;使用假设检验方法构造了统计量,并给出了一定置信水平下检验阈值的确定方法和分位点形式专家信息一致性检验步骤;最后通过算例验证了给出的方法的有效性.      

三次曲线插值及其性质

给出了三次曲线插值的一种方法 ,即在已知两点及相应切线与弦线夹角的情况下 ,给出求满足插值条件的唯一的三次曲线的算法。利用本文的方法就可以构造连续三次样条曲线。另外本文中还分析了其性质 ,给出了曲率公式、等距线的表达式 ,并给出了具体的实例。     

水平轴风轮空气动力性能的分析计算

本文用半刚性尾流模型近似表示给出水平轴风轮空气动力性能的分析计算方法。在高尖速比范围内，本方法给出的结果比动量理论给出的更加接加接近实验数据。     

非线性控制系统的可控标准型问题

 本文考虑了一般非线性控制系统的可控标准型问题,给出了化可控标准型的条件,并用代数方法给出了状态变换的算法,这种方法比用微分几何方法简便、实用。     

民机最小离地速度的工程计算方法

通过建立飞机地面滑跑起飞全过程的运动方程,并结合适航条例规定,给出了一种确定民机最小离地速度的工程计算方法;参照失速速度修正方法给出了受俯仰操纵效能限制的飞机最小离地速度的修正方法;分析了单发失效及不同抬前轮时间对飞机起飞性能的影响。仿真计算表明,所给出的方法是合理的。     

声波与剪切流作用的数值模拟

基于完整的可压缩流体力学方程 ,利用特征分析的方法给出了气动声学中数值计算扰动的边界处理方法。采用所提出的边界处理方法 ,模拟了静止流场、不同来流速度的均匀流场及均匀剪切流场中扰动的演化 ,结果表明 :给出的边界条件的处理方法是合适的。文中还模拟了混合层中扰动的演化 ,给出了扰动在混合层中传播的特征      

军用飞机设计方案易损性评估

在系统分析军用飞机设计方案易损性评估特点的基础上,给出了适用的易损性评估方法——加权综合评价指数法,以及评估准则和加权权重系数的确定方法。最后,给出了应用的实例。     

人造地球卫星测轨误差估计

本文给出一种卫星定轨误差的估计方法,可以定量给出卫星定轨精度,适合于实际工作中应用。     

直流电阻数字化检测方法

介绍了直流电阻的三种数字化检测方法;对三种方法进行分析并给出了测量结果的不确定度;给出了直流电阻检测中可选择的方法.     

一种基于组合覆盖的黑盒测试用例自动生成方法

给出了一种黑盒测试用例的自动生成方法,该方法基于组合覆盖测试,能够在保证测试质量的同时有效地减少测试用例的数目和测试成本,提高测试效率。本文给出了这种用例生成方法的算法,说明了其有效性,并介绍了该方法软件原型的实现。     

轮盘径向破裂转速计算方法分析及修正

分析了轮盘径向破裂转速理论计算方法及常用平均径向应力计算方法的含义及其特点.且依据理论计算方法的含义,提出了基于有限元计算结果的轮盘径向破裂转速计算修正方法.通过实例应用,证明了相对于理论方法计算结果,修正方法较常用平均径向应力方法计算精度更高,其计算精度由6.6%提高到0.5%以内,且修正方法较理论方法使用更方便、工程适用性更强.      

Static aeroelastic analysis of very flexible wings based on non-planar vortex lattice method

A rapid and efficient method for static aeroelastic analysis of a flexible slender wing when considering the structural geometric nonlinearity has been developed in this paper. A non-planar vortex lattice method herein is used to compute the non-planar aerodynamics of flexible wings with large deformation. The finite element method is introduced for structural nonlinear statics analysis. The surface spline method is used for structure/aerodynamics coupling. The static aeroelastic characteristics of the wind tunnel model of a flexible wing are studied by the nonlinear method presented, and the nonlinear method is also evaluated by comparing the results with those obtained from two other methods and the wind tunnel test. The results indicate that the traditional linear method of static aeroelastic analysis is not applicable for cases with large deformation because it produces results that are not realistic. However, the nonlinear methodology, which involves combining the structure finite element method with the non-planar vortex lattice method, could be used to solve the aeroelastic deformation with considerable accuracy, which is in fair agreement with the test results. Moreover, the nonlinear finite element method could consider complex structures. The non-planar vortex lattice method has advantages in both the computational accuracy and efficiency. Consequently, the nonlinear method presented is suitable for the rapid and efficient analysis requirements of engineering practice. It could be used in the preliminary stage and also in the detailed stage of aircraft design.     

飞艇动导数与附加质量相互融合的方法

飞艇的动导数和附加质量分别表征其在有黏流和无旋无环流中所受非定常气动力/力矩。为了解决在飞艇建模中这两种气动系数的融合问题，分别研究了动导数和附加质量的成分划分问题以及同成分气动系数的融合方法。通过介绍能同时兼容有黏流和无旋无环流的气动力和力矩分析理论，得出同成分气动力/力矩融合时应当取有黏流中的结果并摒弃对应的无旋无环流结果。通过研究气动力/力矩与运动体当前运动参数的关联性，建立依据当前运动参数划分气动力/力矩或气动系数的方法。为了使两种流场中的气动系数分类方法相同，对飞艇的当前运动参数进行重构，使得气动系数在两种流场中均可按重构后运动参数明确划分和计算。根据研究结果，建立了一种动导数与附加质量的新融合方法，并讨论了它与现有文献方法的差异。通过算例分析不同融合方法对飞艇纵向扰动运动特性的影响，说明采用新融合方法的必要性。     

基于改进RPG方法的MUAVs协同目标跟踪

多无人机(MUAVs)协同Standoff目标跟踪制导律由保持距离的横侧向制导律和保持相对相位角的纵向制导律组成。无人机(UAV)进行Standoff目标跟踪的横侧向制导律采用参考点制导(RPG)方法。针对UAV在基于RPG方法的制导律下存在参考视线与相对速度方向夹角需要保持为锐角、转弯速率在UAV运动方向远离目标情况下太小的不足,提出了改进RPG方法。设计了基于改进RPG方法的MUAVs协同Standoff目标跟踪横侧向制导律和纵向制导律,分析了制导律的稳定性和收敛性,并验证了改进方法的可行性。采用原始RPG方法和改进RPG方法对UAV分别跟踪静止目标和跟踪运动目标进行仿真的结果表明,UAV处于任意初始位置及飞行方向都能快速进入到期望飞行轨迹,应用改进RPG方法可使UAV围绕目标顺时针飞行或者逆时针飞行,验证了改进RPG方法比原始RPG方法的效率更高。     

民用飞机水上迫降数值仿真方法研究进展

水上迫降是飞机设计时必须要考虑的一种应急着陆场景,总结水上迫降研究领域的数值仿真方法,能够为民用飞机设计中的水上迫降分析提供支撑。本文综述了国内外在民用飞机水上迫降数值仿真方法上的研究进展,主要包括面元法、有限体积法、光滑粒子水动力学法和有限元法;对这些方法的基本原理、发展过程和应用情况进行了归纳总结,对不同方法的适用性和优劣性进行了对比分析;通过对水上迫降数值仿真方法的分析,对数值仿真方法未来的研究方向提出了建议。     

考虑应力松弛的涡轮盘蠕变-疲劳寿命可靠性分析方法

提出了考虑材料蠕变应变模型参数分散性及应力松弛效应的涡轮盘蠕变-疲劳寿命可靠性分析方法。首先建立蠕变应变概率模型;然后采用响应面法分别回归蠕变和疲劳损伤函数;通过蒙特卡洛法模拟总损伤分布及寿命可靠度。同时提出给定可靠度的寿命计算方法和两种考虑应力松弛的涡轮盘蠕变-疲劳寿命可靠度分析简化方法。通过算例验证了方法的有效性。     

飞机战伤抢修性设计评价方法的研究

从飞机战伤抢修性设计评价的必要性着手,概括了抢修性评价的基本步骤。简要阐述了各种抢修性评价的方法及其优缺点,主要有试验统计法、专家评定法、模糊综合评价法、层次分析评价法、灰色关联评价法、计算机仿真评价法等。同时,本文提出了一种新的评价方法——基于特征的飞机战伤抢修性集对分析评价法,可有效解决抢修性评价中的专家分歧和不确定性等难点问题。熟练掌握和运用这些方法,可为关注飞机战伤抢修性设计的各决策部门提供可靠的决策依据。     

基于弹簧质量模型的复合材料螺接修理载荷传递计算方法

复合材料螺接修理具有操作简便,对连接件表面处理的要求不高,施工快速、性能可靠等优点,在复合材料的临时修理、尤其是战伤修理中应用较为广泛。然而其修理设计过程较为复杂,难以满足工程快速定参的需要。在螺接接头弹簧质量模型的基础上,针对蒙皮和补片等宽的情况,提出了一种复合材料螺接修理结构载荷传递比例计算方法。通过引入载荷按刚度分配的原则对模型进行修正,将模型进一步推广到蒙皮宽度大于补片宽度的情况。然后讨论了模型中不同弹簧刚度的计算方法。给出了采用细观力学方法以及均匀化方法等计算含损伤蒙皮等效刚度的计算方法,推导得到了规则排列多列螺栓连接中各排螺栓等效刚度的计算方法,并证明该刚度满足叠加原理。最后,以含圆形损伤孔的复合材料蒙皮板的螺接修理问题为例,对模型进行了考核,并与有限元法（FEM）预测结果进行了对比。结果表明：模型预测结果与有限元结果吻合较好,预测误差最大为7.7%。采用该模型可以高效、准确地实现复合材料螺接修理的分析设计。     

一种新颖的直升机舵回路故障诊断方法

研究了基于案例推理的直升机舵回路在线故障诊断方法。针对传统的CBR方法一般采用离散数据和符号向量来建立案例的不足,提出了动态系统多源异类信息的案例表达方法,利用系统特性集、征兆集和特征集混合模型作为案例的条件属性。在此基础上,研究了案例检索的综合相似性度量方法。最后,将上述方法在某型直升机的俯仰舵回路进行了试验验证,结果表明,该方法可以诊断出舵回路的控制参数漂移故障,为复杂动态系统的故障诊断提供了一种有效的新途径。     

无粘跨声速绕流的有限元法和界积分方程的某些进展

本文对无粘跨声速绕流的有限元法和边界积分方程法的目前进展,特别是对提高跨声速流算法效率起着主要作用的成果,例如普适元素和块结构有限元网格生成技术有限元解法的多重网格技术、SUPG有限元法、GRMES算法和可压流的完全边界积分方程法等方面作了回顾和评介。