有限基本解法中所用到的不可压涡

本文详细讨论了有限基本解法中所用到的不可压涡分布的公式,指出了文献[1]的一些错误,并补充了一些有用的结果。计算结果表明,利用线性变化涡分布要比利用常值涡分布来得合理一些。     

南京航空学院学报 一九七八年 总目录

理论与实验研究期数低速有侧汾的薄机翼—挂架—外挂体干扰 的理论研究有限荃本解法中所用到的不可压源静电陀螺仪中电极碗错位误差的计算方法弧柱形磁极的乙(隙磁导计算(分析法)不对称边带系统的数学模型及其应川涡轮叶型包络造型法轴向柱塞泵返回盘设计与计算薄壁结构的匀变轴力杆与受剪饭的直刚法直升机尾桨吹风试验中的动应力测量亚音速飞机横侧向载荷分布与气动系数的奇点 分布数值解法(一)单独机翼有限基本解法中不可压源的远场近似直升机玻璃钢尾桨复模量的确定空调系统冷却涡轮合理没计参数的选择航空用400周恒频交流电源系统恒速传…     

有限基本解法中不可压源的远场近似

本文给出了有限基本解法中不可压源的远场近似,所得结果可直接用于计算。它们要求的计算时间比严格解要少得多。由于使用远场近似所引起的误差与由于用四边形元素来代替物面的基本近似所引起的误差相比,是可以略去的。因此使用远场近似将不涉及到总精度的任何损失。     

Beta分布应用于误差分析的初探

本文首先讨论了Beta分布对于误差分布的描述能力,然后用Beta分布模拟组成环误差的分布;用理论计算结果分析了目前用于封闭环尺寸误差分析中的一些近似公式的性能。     

气动补偿空速管的设计、计算和实验

本文叙述了气动补偿空速管的原理和目前常用的前体补偿空速管、后体补偿空速管及加补偿环的空速管的特点,给出了设计气动补偿空速管的步骤,介绍了计算飞机机头前正压场和补偿管静压分布的三种方法,即细长旋成体线化理论、亚音速有限基本解法和小扰动势流差分法的特点。最后介绍了与空速管实验有关的一些问题。     

鸟体形状对飞机风挡鸟撞动响应的影响

目前,鸟撞动响应分析结果与试验结果不能很好地吻合.造成这个问题的原因有很多,如鸟体和风挡的本构关系、鸟体形状、风挡的破坏准则等.本文重点研究了鸟体形状对动响应的影响.在鸟撞动响应分析中,采用的鸟体形状主要有两大类:(1)圆柱体,(2)两端半球形、中间圆柱形的实体.本文分别采用解耦解法和耦合解法研究了这两种形状对风挡鸟撞动响应的影响,并与试验结果进行了比较.结果表明:用两种形状计算得到的应变曲线的变化趋势与试验结果都基本相符,但当飞机水平与鸟相撞时用第一种形状计算得到的风挡应变值小于用第二种形状计算得到的风挡应变值,用第二种形状计算所得的结果与试验结果更加吻合.     

非均匀弹性地基上梁横向振动的渐近解法

研究非均匀弹性地基上梁的横向振动，提供了一种既能保证较高精度、计算又非常简单的固有频率的渐近解法，作为算例，给出了非均匀弹性地基上悬臂梁固有频率的一级近似计算公式并将计算结果与连续质量有限元素法的计算结果作了比较。     

南京航空学院学报一九七九年总目录

、1才 1几︸!了、者专题综述有限元素法在解空气动力学非线性方程中的应用 及其前景关于紊流附面层差分解若干问题横侧向动态飞行品质概述现代直升机的先进技术直升机全机振动分析与控制杨昨生 曹起鹅(1) 谭振华(1)王适存、张晓谷、郭士龙(3) 张令弥(3) 理论与试脸研究侧滑绕流的小扰动渐近展开的内外解衔接法亚音速侧滑薄翼气动特性的数值计算方法跨音速流动中翼型抖振边界的确定用网格法计算任意平面形状超、亚音速机翼阻力有限基本解法中所用到的不可压涡计算亚音速定常流中偏转付翼时机翼—机身 组合体气动特性的涡格镜象法亚音速风洞三…     

多层壁瞬态温度分布计算

风挡玻璃电防冰和除冰装置、飞机机翼及直升机旋翼电除冰装量都是有内加热的多层壁。这些多层壁中温度分布计算不仅在这些装置的设计计算中是必需的，而且在考虑多层壁的热变形及热应力时也是必要的。本文用数值法对有内加热的多层壁温度分布进行了研究，根据导热微分方程及各种边界条件，用克兰克－尼可尔辛法推出了典型结构的有限差表示式，然后用高斯－赛德迭代法求解线性方程组，得到了可用于多层壁瞬态温度分布的计算软件。本文用该软件对实际的多层金属壁及多层玻璃作了计算。计算表明，计算结果与文［３—５］所得结果相符。本文所述的方法可推广到二维及三维瞬态多层壁温度分布计算，也可用于无内加热层的多层壁温度计算。     

硬化材料反平面应变Ⅲ型裂纹尖端塑性损伤分布

采用一种新的韧性损伤力学模型及非耦合解法，求得了硬化材料反平面应变（Ⅲ型）裂纹尖端损伤区的边界方程和塑性损伤的分布。以ＤＥ３６海洋平台钢及Ｃ－Ｍｎ结构钢为例作了具体分析，得到了一些有意义的结果。     

有限元素法在解空气动力学非线性方程中的应用及其前景

空气动力学线性方程的离散化数值解法,例如有限基本解法、核函数配置法等己广泛地应用于亚超音速各种线性化空气动力学问题中,至至于更广泛一类的空气动力学非线性方程,例如可压流的欧拉方程组、全速位方程、粘流的纳斯方程组、附面层方程等等,目前主要采用有限差分的离散化数值解法。有限差分法适用性比较广,但由于流场参数主要是通过网格节点处的相应参数插值而得,同时有限差分法所划分的网格的形状比较规则,任意性     

球壳圆孔附近的应力分布及其加强方案

在液体导弹的贮箱中,由于输送燃料和制造工艺等需要,通常在底盖上开有若干个圆孔。本丈对导弹结构中所采用的球壳圆孔边缘的连接形式作了简化,利用一个近似解法进行了应力分析,得到的理论值和实验值相符合。注意到圆孔附近存在应力集中区域,虽然该区域是局部的,却严重地削弱了底盖的承压能力。为此介绍了开孔对底盖承压能力削弱影响的半经验公式。文中计论了孔边缘的加强方案,介绍了不引起球壳圆孔附近应力集中的口盖的设计方法,实验结果证实这种设计方法是可行的。本分析结果在工程上有直接使用价值。本文完成于1964年5月。1979年作了文字上的修改。     

精密陀螺仪中徽动传感器的分析和设计

本文研究了精密陀螺中微动传感器的作用原理和它在某些假设条件下的灵敏度公式。本文还阐述了微动传感器设计的一般方法和步骤,特别仔细地分析了它的最佳几何尺寸的确定。最后还研究了用文章中所提出的方法设计的微动传感器的实验结果。     

两对边简支变厚度矩形板的动刚度有限元解

本文用动刚度有限元素法精确推导了两对边简支矩形板元素的功刚度矩阵和传递矩阵,为计算中间有弹性线支的两对边简支变厚度矩形板的动态特性提供了一个新的高精度解法。     

飞机商载重量—航程性能估算方法的研究

本文主要目的是研究估算飞机商载重量―航程性能的方法。文中简述了估算飞机商载重量――航程所需要的基本原始数据,重点阐述了如何用重量分解法估算飞机商载重量――航程性能的过程,并给出了计算的结果及结论。     

CK-1飞机带翼梢小翼的亚音速升阻特性分析

本文应用有限基本解法(涡格法)及联合流场概念,计算出CK-1机带翼梢小翼的升力系数及诱导阻力系数。结合CK-1飞机具体条件,对其结果进行了分析和比较。得出小翼翼高为1.14米,弦长为0.7125米,倾斜角为27°,撇角为4°,对于CK-1飞机较合适。从而能使CK-1飞机的航程、升限和爬高率有较大提高。     

旋翼桨叶载荷确定技术

本文简要介绍了旋翼桨叶载荷确定技术。它是一种解决“逆问题”即由测量得到的桨叶应变来确定旋翼桨叶载荷——桨叶结构内力和气动外载的技术。本文首先叙述发展这一技术的目的与背景,然后介绍这一技术的基本思想与方法,包括:(1)由实测应变确定测量剖面内力;(2)根据测量的、有限剖面的桨叶内力与已知的桨叶模态内力或位移,用“最小二乘法”或“正交分析法”计算广义坐标,(3)由广义坐标确定桨叶内力分布;(4)确定桨叶上分布的气动载荷。最后,列出了两个例子的结果,以表明这一技术的可行性及进一步发展的价值。     

威布尔分布可靠性下限的F—近似的更正

本文指出,Mann在将她推导的正确的威布尔分布可靠寿命下限的F-近似公式转换成可靠性下限公式时,不慎失误。这个失误的公式已被广泛引用。本文给出了威布尔分布可靠性下限F-近似的正确求法,并用数值例说明这些结果.     

Lyapunov矩阵方程的一种解法

本文提供了求解Lyapunov矩阵方程的一个新算法。首先,对系数矩阵具有Frobenius形式的方程给出了一种公式解法。然后通过对系数矩阵的约化,将解法推广列一般情形。最后,给出了数值例子,并同有关的方法进行了比较。     

计算亚音速定常流中偏转副翼时机翼—机身组合体气动特性的涡格镜像法

本文用涡格镜像数值解法计算了亚音速定常流中偏转副翼(或襟翼)时翼身组合体的气动特性。方法适用于简单副翼和差动副翼。压缩性的影响本文不采用P—G转换,而是直接使用可压缩空间后掠马蹄涡和源(汇)。计算方案已编成Algol—60语言源程序,计算了2个型号偏副翼时气动特性并和实验结果进行比较。