爱尔朗排队模型在旅客候机楼中的应用

利用随机过程和排队论的基础知识,对爱尔朗排队模型进行性能分析和参数求解,给出其在机场旅客航站楼中的应用范围。通过实例计算,研究单路排队和多路排队方式的区别,为航站楼值机大厅的旅客组织和面积设计提供理论依据,推广排队论在航站楼设计中的应用。     

域k上三次一般方程式的解的计算

我们已经研究了域k上的n（n≥5）次一般方程在特征标为0的情形下关于幂根是不可解的，而对于n≤4是可解的。本文利用n次循环域的拉格朗日分解式及循环群σ∈G（K/k）的结构，推出域k上的三次一般方程在特征标为0的情形下一般解的计算公式。     

基于共轭传热的单边膨胀后体温度场计算分析

基于共轭传热数值计算方法，对某高隐身无人机（UAV）单边膨胀后体喷流作用下的壁面温度分布进行研究，利用薄壁型网格解决了面积大且厚度薄的蒙皮、侧板结构导致的网格量过大的问题，构建精度较高的计算模型，并完成相关计算分析，主要结论如下：传统的单一流体计算虽然可以得到相似的温度分布，但得到的温度值偏高，最大可相差50 K以上；共轭传热计算可以得到更为符合实际的结果，并且可以得到结构内部温度梯度的分布，为热应力分析及结构设计提供指导；对比相同流动条件下不同金属材料的影响，某耐高温合金的壁面温度极值比金属钢高约30 K，且其上、下壁面的温差更大，梯度更高，两材料纵向肋板位置温度梯度极值分别为120 K/cm和65 K/cm。     

结构的最优预防性维修周期

提出了一种计算结构最优预防性维修周期的模型。首先将结构的初始损伤、使用过程中的损伤累积用主裂纹长度的分布加以定量描述。针对预防维修只能在离散的时间点上进行的结构,考虑结构的失效损失费和维修费用,根据使结构单位使用时间的费用（费用率）达到最小的原则,建立了选择最优预防维修周期的方法。最后对一结构作了具体计算。     

分布式涵道风扇喷流对后置机翼的气动性能影响

以分布式电推进（DEP）垂直起降（VTOL）无人机（UAVs）为研究背景,采用基于混合网格技术及k-ω SST湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes （RANS）方程的多重参考系（MRF）/动量源方法（MSM）,对分布式涵道风扇-机翼构型的喷流气动特性进行了高精度准定常的数值模拟。通过对涵道单元/涵道-机翼的实验验证了零来流条件下数值计算方法的可靠性和高效性,进而对分布式涵道风扇-机翼构型的气动优势进行了分析讨论,最后对分布式涵道风扇的转速、间距、涵道风扇旋转方向等因素进行了数值模拟。研究表明：相比于单个涵道风扇,分布式涵道风扇通过喷流的耦合作用大大提升了机翼的气动特性;分布式涵道风扇不同转速的喷流对截面翼型的压力分布和周围流场的速度分布影响具有一定的相似性,但具体数值随转速变化;分布式涵道风扇间距的增大会改善涵道风扇单元的拉力特性,机翼的气动特性会随之降低;涵道风扇合理的旋转方向不仅会使得下翼面喷流区域的高压过渡更加平缓,静压数值更加连续,而且内侧涵道风扇也会被外侧喷流所激励,对机翼的升力特性产生更好的诱导效果。     

变物性与热辐射对发汗冷却过程的影响规律研究

采用两层k-ε湍流模型对高温条件下有发汗冷却时的矩形槽道内湍流流动和换热进行了数值模拟。计算结果表明:随着冷却气体流量的增加,在发汗冷却壁面附近主流气体的温度梯度大大减小,壁面温度、局部对流换热系数都迅速下降;变物性条件下同时考虑热辐射时数值计算得到的平均St相对值St/S_t0随修正注入率F/St0的变化比已知的常物性条件下的值小;随着高温气体温度的上升,变物性和热辐射对与高温流体接触的表面温度有较大影响,热辐射对壁面温度的影响比变物性更大,而对流换热系数所受的影响不大;当主流为高温气体(如:2500K)、而壁面温度较低时(如:800K)热辐射的影响不大,发汗冷却效果仍然很明显。      

基于刚度降模型的复合材料层合板疲劳寿命估算

基于有限元方法,把层合板的疲劳失效看作是单元刚度退化、应力重新分布和单元损伤不断累积的动态过程,提出了一种复合材料层合板疲劳寿命估算方法。利用MSC．Patran／Nastran建立了层合板有限元模型,进行了[0/90]4S和[-60／0／60]3S两种铺层方式的数值分析,静强度和疲劳寿命预测值与文献中的试验结果吻合较好。     

竖直圆管内超临界碳氢燃料换热恶化的直径效应

利用Fluent对超临界压力下直径对碳氢燃料换热恶化的影响进行数值研究,湍流模化采用Launder-Sharma（LS）低雷诺数模型,物性采用广义对应态法则对RP-3替代燃料计算。计算条件：系统压力为3 MPa,进口温度为573 K,热流密度为500 kW/m²,质量流量为0.001 5和0.003 0 kg/s,直径范围为1~10 mm。正常换热条件下的计算壁温和实验结果基本吻合,证明了计算方法的准确度。结果表明：强制对流下小质量流量时直径越大,换热恶化程度更高且更提前发生,换热恶化是由定压比热容处于极大值后的急剧下降区导致的,大质量流量时直径与壁温成正比,无换热恶化发生;浮升力效应仅在小质量流量下起作用,随着直径增大而加强,给出RP-3流动换热时浮升力起作用的判据和不同直径下换热恶化的边界。     

样本量为2的极小样本相容性检验方法

在航空航天领域由于成本、时间周期等原因进行疲劳寿命及可靠性评估时样本量通常极少（m=1或2）,利用相容性检验方法可对样本量进行扩充。常规的Wilcoxon秩和检验和K-S（Kolmogorov-Smirnov）检验适用于小样本情形,而极小样本相容性检验方面研究较少,且缺乏对方法合理性的详细说明和对不同方法检验功效优劣的比较。航空航天产品疲劳寿命多服从正态分布,因此本文主要以正态分布作为研究对象。利用Monte Carlo仿真发现从某一正态分布N（μ,σ²）中随机抽取两个样本x₁、x₂计算均值μ₁和标准差σ₁后构建新正态分布N（μ₁,σ₁²）,其±σ₁、±2σ₁和±3σ₁范围内的点落在原正态分布N（μ,σ²）±3σ范围内的概率依次为99.80%、98.13%和97.37%。在此基础上针对现场试验数据样本量为2的情况,本文提出利用3σ原则对先验信息数据进行相容性检验从而扩充样本量的方法。将该方法与两种文献方法对比后发现其误差率明显更低并呈现出检验性能随先验数据增加而不断提高的优势。     

发动机舱内部传热和蒙皮的降温规律

建立了简化的发动机舱物理模型,对通风冷却和辐射遮挡的蒙皮降温效果进行了数值模拟和实验研究,并对发动机舱内部传热规律进行了分析.结果表明:数值计算得到的发动机舱蒙皮表面沿程分布与实验结果吻合良好.在加热壁面分段的热边界条件下,无辐射遮挡且无通风时蒙皮内侧表面接受的热流占热壁面加热热流的比值约为78%,当发动机舱通风速度达到1m/s时该比值降至20%;当通风速度从0m/s增大至3.5m/s时,发动机舱蒙皮峰值温度的降幅约为10%;无通风条件下有辐射遮挡的蒙皮峰值温度相对于无辐射遮挡的情形降幅约为6%;在通风冷却和辐射遮挡的综合作用下,蒙皮峰值温度相对于无通风且无辐射遮挡的基准状况可降低约50K,相对降幅约为14%.      

绕三维物体亚音速振荡位流及其在飞行器动导数计算上的应用

 本文介绍处理不同外形三维物体亚音速振荡绕流一种统一的方法。本方法的主要特点是采用有限元素法直接解由格林定理导出的物面速势积分-微分方程以求得物面的速势分布,然后再用有限差分法对速势进行微分求物面的压力分布。 由于本方法理论上比较严格,适用于复杂外形物体绕流的计算,所得结果又比较准确,因此近几年来在国外得到越来越广泛的应用。在本文中,采用了与有关文献相同的基本方程,但在气动影响系数的计算上略有不同,本文并将这一方法应用于飞行器动导数的计算,所得的结果与实验结果符合。     

绕钝前缘机翼跨音速势流的松弛计算及其稳定性与收敛性讨论

本文在机翼钝前缘处用精确速势方程和精确的边界条件,其他地方用纵向大扰动而横向小扰动的速势方程和相应的边界条件,联立求解。数值算例1为矩形机翼,展弦比λ=12,翼剖面为NACA0012,自由流的马赫数M_∞=0.63,迎角α=2°,翼根剖面压力分布的计算结果与二元亚音速精确数值解（Sells,1968）接近。算例2为NACA RM A51G31实验的机翼,垂直于1/4弦线的翼剖面为NACA64A010,其后退角χ_1/4=45°,λ=3,根梢比η=2,M_∞=0.4,0.8,0.9,α=2°。计算与实验接近。 本文建立跨音速定常小扰动速势差分方程的线松弛改进迭代在局部线化假设下的稳定性条件和松弛解收敛到原来的微分方程解的条件。这些条件大多数与数值实验相符。     

一类具有时滞的细胞繁殖模型的正周期解的存在性

研究了一类血红细胞生存模型的时滞微分方程y（t）=-a（t）y（t）＋6（t）e^-r（t）y（r-τ（t））,t≥0的正周期解的存在性,给出其存在的充分条件。     

固体火箭发动机内弹道性能预估方法的研究

 本文介绍两种预估固体火箭发动机内弹道性能的计算方法,重点介绍时-空交替计算方法。为了进行装药计算,采用了作者提出的二维装药通用计算程序,因此使得本文所介绍的内弹道性能预估方法具有通用性。以上计算方法已统一编制成计算机程序,并对三台不同的固体火箭发动机进行了验算,计算结果与试验结果相符合。     

求解捷联式方向余弦矩阵的一种新方法

本文提出求解捷联式方向余弦矩阵的一种新方法——三角函数法。建立了三角函数的微分方程;讨论了求解位置矩阵、姿态矩阵正交化等有关问题;对三角函数法的计算误差进行了分析。通过大量的数学模拟,对四元数法、方向余弦法及三角函数法的计算精度作了比较。结果表明,三角函数法运算量较小,精度高,是求解方向余弦矩阵的可行方法。     

前后翼型装药结构SRM气固两相流动特性

基于可压缩流动强守恒型Navier-Stokes方程,运用颗粒轨道模型(PTM)和shear stress transfer(SST)k-ω湍流模型,采用计算单元内颗粒源法(PSIC)进行气固两相耦合计算,建立了某型前后翼型装药结构固体火箭发动机(SRM)工作初期的三维两相内流场数值计算模型.对比分析了纯气相和气固两相...     

裂纹扩展中名义压缩载荷部分的作用

 本文意图:从总体上揭示名义压缩载荷在裂纹扩展各阶段中的作用。文中以现有资料为基础,针对典型载荷情况,对循环载荷的名义压缩部分在裂纹起始、短裂纹和长裂纹扩展阶段中的作用进行了分析。在两处关键的地方补充做了新的试验工作。发现名义压缩载荷部分在裂纹扩展各阶段、各种载荷谱作用下,对疲劳寿命起着非常不同的作用。指出有效尾迹塑性区长度ι_o这个参数起着重要的作用。     

Bézier作图定理与三次Bézier曲线的几何特征

P.E.Bézier利用速端曲线,苏步青和刘鼎元运用仿射变换,都对Bézier曲线的几何特征作了深入研究。Bézier在文献[1]中提出用几何作图求Bézier曲线上的点及其切线的方法即Bézier作图定理。本文从作图定理入手详细地分析了平面三次Bézier曲线的几何特征,指出图2所示的λ、μ（或）是决定几何特征的一对不变量,给出了λ、μ（或）全平面图（见图3）,进而讨论了空间三次Bézier曲线的某些几何特征。     

符合适航认证要求的燃油温度计算方法

基于适航认证需要,以某型飞机中央翼油箱隔舱在规定工况下实测的燃油温度变化曲线为输入条件,借助于MATLAB多项式分段拟合功能,获取了各个阶段燃油温度变化规律的高阶函数表达式;采用Monte Carlo评估模型中规定的指数衰减方程来表征燃油温度变化规律,其中环境总温(TAT)由评估模型中所指定方法获取,平衡温差和时间常数...