某型进气道出口流场模拟的模拟板研究与实验

本文根据文献[1]提出的尾流数学模型和文献[2]、[3]建立的动量法的模拟方法,对某号机在M=1.5时进气道出口流场进行了数学模拟计算和实验研究。模拟的畸变指数DC_(60)与给定的畸变指数DC_(60)仅相差1％,数学模拟出来的稍加修改的原图形模拟板实验的DC_(60)与给定值相差10％。经调整实验后的模拟板的DC_(60)与给定位相差3％。数学模拟的,实验的傅利叶级数前三项系数所得的结果与给定位非常符合。四者的总压恢复系数分布图也非常接近。由此可得文献[1]所提出的尾流数学模型和文献[2]、[3]建立的数学模拟方法是很有实用价值的。可以直接用来指导今后模拟板的研制工作。为减少模拟板研制工作量,缩短研制周期,节约费用奠定了基础。     

轴对称液燃火箭全弹纵向振动和动力响应的有限元分析方法

本文介绍一种分析轴对称液燃火箭全弹纵向振动和动力响应的有限元方法。有限元的振动分析采用的是文献[2]的方法,将火箭化分成壳体元素,液体元素和弹簧—质量元素。土星V—阿波罗运载田曾用此种方法做了全弹计算并与1/10的模型实验的结果做了比较,在振型和频率上取得了很好的一致。关于特征方程的求解,介绍文献[3]提出的“子空间迭代法”,用此种方法可以根据我们的需要求出有限阶的振型和频率。在计算动力响应方面介绍文献[4]和[5]的振型迭加法以及文献[6]的“有限元逐步积分法”。用这些方法可以求出动载荷作用下位移,速度和加速度的稳态响应。     

置信分布的贝塔分布近似及其在可靠性统计中的应用

在复杂系统可靠性综合评估方法研究中,利用β分布来近似区间[0,1]上的各种概率分布是一种常用的工程方法,并被许多系统可靠性综合评估方法所采用。工程中常用的β分布近似方法有二阶矩法和点估计下限法。为了减少近似误差,本文在文献[1]的基础上,对文献[1]中提出的β分布近似的两点法进行了深入研究,证明了两点法解的存在性和唯一性,并在这一结果的基础上设计出有效的算法。通过模拟计算可以看出,两点法与目前普遍使用的二阶矩法和点估计下限法相比,近似的精确性明显提高,尤其在小子样情形下效果更为显著。     

蒸发式火焰稳定器的稳定机理研究

本文根据文献[3],[4]得出一些结论,提出均相混气蒸发稳定器火焰稳定机理,利用上述机理可以直接推出稳定准则参数和油气比的关系,理论计算得出规律和文献[3]贫油熄火试验曲线规律接近。 本文还指出涡轮风扇加力室进口温度低,稳定准则中的温度指数可能小于1。     

有限元法对离心叶轮的应力分析

本文在文献[4]的理论基础上,将有限元法应用到具有变厚度叶片的离心叶轮的应力分析中,编制了源程序。计算结果表明本方法是可靠的。     

一个Timoshenko梁元模型

文献[1]对文献[2]进行了一些改进,提高了计算固有振动特性的精确度。但是对航空和航天结构中经常遇到的自由边界,尚未满足弯矩(弯曲曲率)的边界条件,因此计算精度还不很高。文献[3]的Timoshcnko梁元模型是个高精度模型     

各向异性弹性体的通用强度准则研究

本文描述了文献中确定相互作用参数F_(xy)的方法及其根据,指出唯象学理论仍停留在假设阶段不能尽如人意。作者根据复合材料能承受无限大静水压力的实验事实,经较详细的数学推导,得到了F_(xy)的数学表达式。经探讨,用这种方法得到的强度准则对称性和兼容性均好,且适合于三向应力状态。作者还将本文结果与文献中的各种确定方法作了比较,结论是,本文的确定方法数学严密,且力学物理意义直观。作者所作的[04]T单向管状件的轴-内压试验结果表明,本文提出的方法与实验的符合程度是令人满意的。     

三向应力状态下求任意斜截面上应力的一种新的圖解法

本文所介绍的是三向应力状态下求任意斜截面上应力的一种新的图解法。该图解法将斜截面真实三角形与应力莫尔圆画在同一图上,可以相当方便地求出正应力的数值,剪应力的数值和方向。文献[3]对这种图解法作了简单介绍,但是没有叙述它的原理和详细的图解步骤,也没有指出剪应力的数值如何确定。该图解法是由Derrlngton和Joh-nson在1960年提出的,但可惜本人没有读到他们的原文[4],只是根据文献[3]的简单介绍,进—步完善了图解的步骤,给出了理论证明,同时补充了确定剪应力数值的方法。     

加力燃烧室内火焰扩张的研究

本文用数值方法初步研究气流参数(速度、温度、余气系数)对管内紊流火焰扩张的影响。所用的计算模型有两个:一个是修改的EBU模型,假设系数C_(EBU)随来流参数而变化。另外一个是混合长度模型,假设当紊流强度很低时混合长度系数取一固定值,而当紊流强度较大时混合长度系数在一定范围内变化(随来流温度和油气比而变)。 在这个假设下计算结果表明:ⅰ)当来流紊流强度较大时,火焰扩张随来流参数而变,这与文献[2]实验数据基本相符;ⅱ)当来流紊流强度较小时,气流参数对火焰扩张基本无影响,这与文献[1]基本相符。     

积分型Cauchy中值定理的逆问题

主要讨论了积分型Cauchy中值定理的逆问题.推广了文献[3]的部分结果,并在文献[3]的基础上进一步研究了在不同条件下积分型Cauchy中值定理的逆问题的成立情况.     

基础运动与强迫力混合激励响应分析的模态综合法的附注

引言基础运动(位移、速度、加速度)激励在实际工程中是经常出现的。如导弹存放在地下井或坑道内的铁轨拖车上遭受附近核爆炸引起的强烈大地运动,建筑物承受的地震运动等,至于承受基础运动与强迫力混合激励的典型例子便是地面防核建筑物等。现在的问题是如何应用模态综合法(关于模态综合法在文献[1]中提供了较为广泛的参考资料)来分析复杂结构在这种混合激励下的动力响应。本附注将叙述这一问题的一种简单处理方法。其做法是将文献[2]的方法引伸到模态综合法内。     

带干扰的双二项风险模型的破产概率

将文献[3]的双二项风险模型推广为带干扰的一种新模型,并运用鞅论的方法得出破产概率满足Lundberg不等式和一般表达式。     

计算亚音速偏转操纵面机翼升力分布的ALGOL-60源程序

本文提供了计算亚音速偏转操纵面机翼的定常和非定常升力分布的算法语言程序。用本程序计算的结果与其他方法[2]、[3]相比较有相同的精确度。     

阻尼结构振动问题特征值定位的一个定理

本文的主要结果是得出了矩阵B—ωA(其中B为对称正定矩阵,A为Hermite矩阵)的首主子式具有类似于Sturm序列的性质,从而建立了求解阻尼结构振动方程M(?) C(?) Kq=0特征值问题的行列式查找法的理论基础,改正了K.K.Gupta在文献[1]—[5]中的错误提法。     

可靠性最后增长模型的统计分析方法

文献[1]结合导弹研制的实际情况,提出了成败型可靠性最后增长模型。本文进一步给出了指数分布和三项分布可靠性最后增长模型的Bayes统计推断方法,导出了最末阶段可靠性Bayes限的精确解和近似解,并讨论了联合验前密度中参数的选取和假设检验问题。     

机床控制回路的逻辑设计

机床程序回路设计以往主要凭经验。近年来开始应用逻辑设计方法,在弗莱曼,A.D.等人[1]—[11]的著作中论述了一般的理论。但由于机床程序回路中存在较多的输入、输出信号,这些一般理论如象作图法[7]或列表程序[8]、[10]很难适用。 本文荐用特征变量法,能有效地解决这个问题。作者曾于1975及1978年分别用于自动生产线和液压试验设备的设计中。为简化起见,该方法在本文中用继电器回路为例进行讨论,但同样可适用于其他逻辑元件的回路,有关这方面的详细介绍,可参看[12]。     

尖前缘任意翼型的超音速和高超音速俯仰安定性导数

本文推广了文[1]的欧拉方程摄动法,讨论了尖前缘任意翼型俯仰安定性导数的计算方法,并应用该方法计算了双圆弧翼型的俯仰安定性导数,其数值结果与文[2]的超音速线化位流方程有限差分法的数值结果比较,更接近于实验值。在激波附体的条件下,本文的方法可用于计算大迎角尖前缘任意翼型的超音速和高超音速俯仰安定性导数。     

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。     

进气畸变模拟板的数学模拟问题

本文是在原有文献[1]的基础上继续工作的记录。文中介绍了模拟板后流场叠加的新方法,该方法使模拟准确性有了改进。另外文中还介绍了多块板,非等宽的塔形板和非径向安装板的模拟方法和结果,扩大了模拟的范围。通过实例表明模拟的DC60值与实验值相比误差在13％以内。为在研制模拟板时预先在电子计算机上进行模拟以减少模拟板研制中的盲目性,更进一步打下了基础。     

气流参数对管内火焰扩张的影响

本文参考文[1]编制了一个火焰扩张角的计算程序,采用数值解计算方法研究气流参数(温度、速度、余气系数和紊流度)对管内火焰扩张的影响。为了考察计算方法和程序的合理性与可靠程度,计算以文[2]的实验为依据。计算结果表明,1.来流紊流度较小时,紊流度对火焰扩张角基本无影响;当来流紊流度较大时,火焰扩张角随来流紊流度增加而加大,这与文[4]的实验基本一致。2.火焰扩张角随来流温度增加、余气系数减小而加大,变化趋势与文[15]基本相符。3.来流速度不太高时,气流速度增加,火焰扩张角也相应减小;但来流速度较大时火焰扩张角不随来流速度变化而变化,这一趋势也与文[4]实验一致。