飞行器结构设计与强度的现状与发展

 本文综合评述飞行器结构设计与强度的现状与发展,着重讨论了当前的几个重大中心课题,以求有助于型号研制和学术研究,推动航空科学技术的发展。因篇幅有限,对于现有成熟的技术与方法,不求罗列俱全。本文内容偏重于结合飞机结构,但也涉及航天器结构。     

柔性空间飞行器的变结构控制

 本文研究了大型柔性结构空间飞行器的控制问题。采用设定模态法,将系统化为常微分方程组所描述的系统。此系统是非线性的,被控运动是绕中心毂体的转动机动运动,并详细的讨论了变结构控制规律的应用。     

结构有限元分析中大型特征值问题的几个解法

本文给出了广义特征值问题的四个解法。它们将逆迭代技巧与特征值解法的其他技巧有机地组合起来,充分利用刚度及质量矩阵的稀疏,带状和对称性质扩大解题规模,提高运算速度,是一些基于计算机内有求解的算法。对解法在程序中使用的数值方法及技巧的精度,收敛性作了一定的分析比较。     

组合结构强度与稳定性计算

 本文用有限元素法和对于几何非线性结构问题的增量法求解组合结构强度与稳定性问题。结构元素包括杆元、平面梁元、空间梁元、平面三角板元、平面矩形板元和弯曲矩形板元等。粱与板杆之间的协调采用无限刚性元处理的方法。在用联立迭代法求解广义特征值问题时,可由随机数自动产生初始试验向量。文中还叙述了计算过程中的一些处理技巧,并给出了几个数值例子。 计算程序用标准的FORTRAN Ⅳ语言编制,具有计算时间短,通用性强,使用方便等特点。     

飞行器的红外隐身问题

 论述了红外隐身的意义及研究方向;讨论了红外隐身与反隐身的关系;对红外隐身的技术设计原则进行了分析并指出了设计方向。     

关于多级火箭的几个问题

 本文讨论了以下问题。 1.随着多级火箭级数无限增加,其载荷在主动段飞行末速度的变化趋势。 2.保持多级火箭推进剂量总量和余下质量总量不变,当火箭分级无限加细时,飞行末速度的极限值。 3.调换多级火箭的各级次序,其飞行末速度将改变,如何求使末速度最大的排列次序? 4.对起飞前的多级火箭,若推进剂总量给定,如何分配各级推进剂量使获得最大末速度? 5.对起飞前的多级火箭,若要求飞行末速度达一指定值,如何分配各级推进剂量使推进剂总量为最小? 6.我们将指出,对于起飞前的多级火箭,当推进剂总量增大时对应的最大末速度未必就增大,从而提出求最大的最大末速度方案问题,还提出了保证最大末速度随着推进剂总量的增大而增大的一个充分条件。以上问题首先在经典力学范围内讨论,然后推广到狭义相对论的情形。而后者是更符合于实际的。尤其是当速度（喷射速度或飞行末速度）可与光速相比较时,经典力学就不能用了。整个讨论假定无气动阻力和重力影响,因为在实际工作中应用以上结果时,气动阻力和重力影响不会改变结论的本质（参见文献[1、2、3]）。     

保证飞行器可靠性的一个方法

 研究了在飞机器设计和试验研究阶段保证结构可靠性的问题 ,提出了在地面及飞行试验阶段合理选择试验策略和确定试验规模的具体方法 ,并给出了算例。用本文方法所获得的分析结果可以作为飞行器的不同试验阶段可靠性、安全系数与试验规模的一种综合评定     

飞行器伺服回路的变结构设计

 根据变结构系统（VSS）理论对某飞行器伺服回路进行了变结构设计,给出了控制器设计的详尽步骤,设计方法几何意义直观,在IBM4341机上通过了数字仿真,给出了仿真框图;与原伺服回路的控制性能进行了比较。仿真表明,VSS比传统普通控制系统具有以下几个突出的优点:（1）快速、无超调、无稳态误差;（2）对系统参数交化具有鲁棒性;（3）对外界干扰具有鲁棒性。     

微机用于工程设计CAD的几个问题

一、前言 目前全国微型计算机（Microcomputer,Personal Computer,Homecomputer）已相当普及,但使用率并不高,原因很多,主要原因之一,是不知道或拿不准,在上面建一个什么样的系统为好。另外,看到各种眼花瞭乱的商品应用软件,也拿不定主意买什么,用什么为好。或者买来之后,发现并不完全合用,以至陷入“食之无味,弃之可惜”的困境。 我认为,微机由于其硬件的限制,不适宜在上面建大系统或通用性强的系统。就拿现有的一些商品应用软件来看,也是一些专     

飞行器横滚运动的优化方法

引言 轴对称飞行器为了产生一个适合导引规律的空间法向力,在其三通道的飞行控制系统中有一个通道的功用是使横滚运动保持稳定。无坐标变换装置的轴对称飞行器还要求倾斜角是无静差的。本文就此讨论了一个实用的自控非线性横滚运动的优化设计问题。     

无人机飞行控制系统先进设计技术评述

首先简要回顾了无人机飞行控制系统经典设计方法,然后着重论述了目前国外在无人机飞行控制系统设计领域的最新研究成果,包括动态逆技术、BACKSTEPPING自适应技术及综合制导与控制技术。     

VECTRIX AND SOME OF ITS PROPERTIES SUITED TO FLIGHT DYNAMICS

ＶＥＣＴＲＩＸＡＮＤＳＯＭＥＯＦＩＴＳＰＲＯＰＥＲＴＩＥＳＳＵＩＴＥＤＴＯＦＬＩＧＨＴＤＹＮＡＭＩＣＳ￥ＣｈｅｎＷａｎｃｈｕｎ；ＸｉａｏＹｅｌｕｎ（ＳｃｈｏｏｌｏｆＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，ＢｅｉｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ...     

飞行器非圆因子和翼身干扰因子修正系数的数值解

提出了飞行器任意形状截面表观面积的数值计算模型和方法,从而求解非圆因子(即非圆剖面与当量圆剖面局部法向力系数之比)和翼身干扰因子的修正系数。计算结果与解析解进行了比较,可看出该计算方法具有精度高和广泛通用性的特点。它对复杂飞行器大迎角(含小迎角)气动特性工程估算有现实的使用价值。     

飞控系统功能重构技术研究

探讨了执行机构在“有效资源永不放弃”原则下所采用的功能重构方法。采用伪逆法针对飞控系统操纵面损坏故障进行了功能重构研究,通过仿真证明该重构方法的有效性。     

基于模型的飞行仿真系统设计

采用基于模型的仿真软件设计思想,研究了飞行仿真系统的设计方法,针对具体的任务和功能 要求,建立了仿真系统的结构体系。研究了仿真软件框架的设计方法和结构层次的关系,并对各个层次功能 要求进行了介绍。对飞行仿真软件系统的模块设计进行了研究,确立了模型的描述形式和接口设计规范。     

机动飞行时安装角对转子叶片振动的影响

提出旋转转子叶片在轴线发生平面偏转时的振动问题。在非线性曲杆理论的基础上，建立了在陀螺力作用下叶片振动的微分程及其求解方法，并进行了数值分析。结果表明，安装角在不同取值范围和不同转速范围对叶片振动的影响是完全不同的。对于无扭向叶片在低转速下，安装角对振动的影响是显著的；而在高转速下则是很微弱的。当安装角在某个较大的范围取值时，可有效地减弱该运动状态所导致的振动。     

飞行控制系统对驾驶员诱发振荡的影响

着重从飞行控制系统角度谈有人驾驶飞机的驾驶员诱发振荡问题,分析了系统杆力、传动比、间隙、摩擦力以及飞控伺服作动器对驾驶员诱发振荡的影响,用矢量图简明地反映飞机产生驾驶员诱发振荡的可能性和趋势。对飞机飞行控制系统的设计和对驾驶员诱发振荡现象的分析、处理有参考价值。     

飞机结构部件飞行载荷估算方法研究

介绍一种考虑飞机各部件间相互影响（干扰）的气动载荷估算方法。把该方法用于估算全动平尾的飞行载荷,并用它估算了Ｆ－７全动平尾在对称机动情况下的飞行载荷,且与飞行实侧载荷作了比较。结果表明,估算和实测载荷相差１０％左右。这种估算方法,在飞机设计阶段,可用于估算飞机其它部件（机翼、垂尾等）飞行载荷。     

光传飞行控制系统余度技术研究

在简要介绍光传飞行控制系统及其余度技术的基础上，针对光传飞控系统的特点，从余度系统的结构，余度系统的可靠性，余度数目及余度系统的监控技术等方面提出了光传飞控系统的余度设计原则，并给出了光传飞控系统余度技术的软硬件总体结构。初步研究表明，光传飞行控制系统具有普通电传飞控系统无可比拟的优点，本文所提出的技术方案是进一步研究光传飞行控制系统余度技术的基础。     

受多种约束时航天器再入走廊的计算分析

给出了一种求解同时受升力、气动加热（率）和动压约束时，航天器再入走廊的近似计算方法。文中采用格林函数法，导出了再入过程中三种典型约束（气动加热率、升力和动压）条件之间关系的近似定量描述，在该三种约束取极限的条件下求得了再入走廊的上下边界。文中还介绍了上下边界近似解及相应控制规律的结构。