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。     

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。     

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。     

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。     

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。     

基于遗传算法的航班动态排序模型的研究

讨论了空中交通流量管理中终端区航班的排序规划问题。目的在于在终端区空中交通繁忙的情况下有效地为到达航班安排合理的着陆次序，并在不违反飞机间距要求的情况下给出各飞机经过优化的着陆时间，提高机场跑道的利用率。本文把离场起飞的航班也引入到问题中来，建立了航班排序的动态模型和基于遗传算法的终端区动态排序算法。并对文献[1]中的算例采用本文方法进行验证计算，结果表明本文提出的方法计算效率高，实用可行。     

对MIL-F-8785B(ASG)横航向动态飞行品质要求的初步研究

本文通过国内三架Ⅳ类飞机的计算数据和其它文献,对美国现行有人驾驶飞机的飞行品质规范MIL-F-8785B(ASG)的横航向动态飞行品质要求以及文献[5]对这些要求所提出的修改建议,进行了评述和研究。并提出了一些自己的看法。主要内容包括横航向模态特性、滚转速率振荡和侧滑幅值特性。     

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

目前,关于机翼气动力的数值解法,多数是解决纵向问题,直接解决横侧向问题的尚少。本文在综合资料[1]、[2]的基础上,讨论了在有迎角和侧滑角情况下,涡格奇点分布法的气动模型。对几种平面形状的机翼侧滑气动力特性进行了数值计算,并与实验作了比较。     

复合材料蜂窝夹层结构轴压载荷下总体屈曲计算研究

对两种芯层厚度的复合材料蜂窝夹层板进行轴压载荷下的稳定性试验,给出了试验件的屈曲载荷及破坏形式。分别采用四种工程方法及线性与非线性有限元方法对轴压载荷下蜂窝夹层板的屈曲破坏载荷进行计算,根据试验结果,对各类方法的计算结果进行了误差分析并给出了其使用建议。对文献[8]中的方法,因计算过程简单,易于程序化实现,推荐在型号设计中使用。     

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。     

圆转方非轴对称喷管无粘流动的多层网格法求解

本文利用多层网格法求解三维无粘亚音和跨音速圆转方非轴对称喷管的流动,基本格式是把Ni[1]的二维有限体积积分格式推广到三维流场。边界条件采用文[2]中的“预测一修正”处理方法。为了进一步提高格式稳定性,在计算流动变量的一阶时间变化量时,采用单元体积平均法而不是文[1]中的算术平均法。引入当地时间步及多层网格方法,以加快格式的收敛速度。文中还对多层网格构造形式及其收敛效果作了讨论。通过对两种喷管模型流动的计算和与试验数据的对比,验证了该算法的精度。     

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.     

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。     

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。     

带动坐标的迭代法解板的几何非线性问题

本文提出了采用“带动坐标的迭代法”求解板的几何非线性问题时,确定三角形单元在局部坐标系中节点位移的一种新方法,这种方法较文献[1]中的方法直观而且简单。通过与由文献[5]所得的解,或与试验值的比较,本文所作算例的结果是令人满意的。     

油水两相分层流流动速度分布的激光诊断

从LDA实测入手 ,研究了油水分层流流动速度分布问题。针对被测速度较低的特点 ,提出了实用的声光光学频移驱动技术。针对液液分界面弯曲的特殊情况 ,先使用两种不同的LDA的布置方案分别测量出不同区域内的速度分布 ,然后再组合成完整的速度分布。组合时采用了合理的测量点定位及校验方法 ,得到了不同轻相流量下的油水两相流速度分布曲线。以本实验结果为基础 ,文献 [7]修正了原有的油水两相分层流流动数学模型 ,提出了“剪切力比模型” ,该模型的计算结果与LDA实验数据吻合较好。     

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。     

微重力状态下旋转对称刚性容器中液体晃动阻尼的计算

在文[1]、[2]的基础上,本文用流体力学边界层理论近似计算微重力状态下旋转对称刚性容器中液体的晃动阻尼,方法简单方便实用。最后对圆柱形平底容器中液体的晃动阻尼进行了具体的计算。     

侧滑机翼洞壁干扰修正量的计算方法

本文采用数值计算方法,计算了实验段截面为扁八角形的低、亚音速风洞中的侧滑薄机翼的气动特性及洞壁干扰修正量。 基于流谱观察实验,对带有后退侧缘的翼段用两种极端的气动模型来描述。计算结果表明,就自由流态的气动特性而言,两者的平均值与文[4]中的实验结果相符,而相应的洞壁干扰修正量,也与本文的实验结果相近。