结构优化方法研究综述

回顾了结构优化研究的过去,介绍了目前的研究状态,展望了发展的趋势。     

飞机侧向参数自适应控制增稳系统的设计与研究

本文主要为某超音速喷气机设计了侧向控制增稳系统的参数自适应方案,并作了数字仿真研究。目的就是应用自适应控制原理,保证飞机即使在侧向参数发生较大变化且受到外界扰动的条件下仍具有良好的飞行品质。 文中对方案的确定、增益初值的选取、控制规律的选择、自适应算法的选定以及确定方程中待辨参数的个数等问题作了分析。对飞机作定高、定速和定高、变速（减速）飞行时进行协调转弯的情况作了研究。当飞机受到随机侧风或常值侧风扰动时,也作了同上研究,并进行了对比。此外,对飞机侧向参数自适应控制增稳系统的微机实现问题作了研究,并对微机系统的设计方案进行了论证。采用Z8000型微机对滚动通道的自适应控制算法进行了试算,结果验证了其计算精度可以满足自适应侧向控制增稳系统的要求。     

多目标跟踪技术综述

本文讨论过去二十年来多目标跟踪问题所取得的进展。主要的注意力集中在数据相关这一重要而困难的方面。首先介绍了在密集多回波环境中跟踪单个目标的各种方法。其次讨论了在密集多回波环境中多目标的跟踪方法。随后简要地介绍了与此问题有关的一些进展并扼要地进行了小结。     

旋转体跨音速零升波阻和压力的差分计算

应用Murman-Cole的有限差分法,求解具有纵向大扰动而横向小扰动的跨音速轴对称速势方程,由此计算旋转体跨音速零升力时的压力分布和波阻力,以及激波位置。物面边界条件被转移到物体轴上。远场边界条件由无穷远处的条件近似代替。计算物面压力系数时,用细长体理论进行物面速势插值。 速势的差分方程用沿半径方向线超松弛改进迭代求解。网格取62×16,迭代初场取零,达到收敛的迭代次数对M_∞<1,M_∞>1以及M_∞≈1分别大约为150,40和300次。松弛因子取为:M_∞<1时,0.9≤ω_b≤1.7,0.9≤ω_p<1.0;M_∞≥1时,0.8≤ω_b≤0.9,0.8≤ω_p≤0.9,这里ω_b,ω_p分别为局部亚音速点和超音速点的松弛因子。 算例为七种不同外形的细长体,计算结果与实验符合尚好。 文中对网格、初场、迭代方法、松弛因子等有关收敛性、收敛速度问题进行了探讨。在局部线化条件下,对定常小扰动轴对称势流的差分方程,进行了线超松弛迭代的稳定性和收敛性分析。数值计算经验与理论分析所得结论相符。     

带翼梢小翼亚音速机翼的升阻特性计算

 本文采用的有限基本解方法,以等转角法划分展向网格和确定展向控制点位置。对带翼梢小翼亚音速矩形翼进行了升力计尊,并用联合流场法计算了诱导阻力。从各种方案的翼梢小翼计算中,找到了一些影响机翼升阻特性的规律和较佳方案,并对其机理作了分析。     

飞机阻尼（增稳）系统的参数优化设计

一、引言 众所周知,在具有纵向阻尼（增稳）系统的飞行操纵系统中,引入清洗网络的目的,是在增加等效飞机动稳定性的同时不要较大地削弱操纵性。所以正确地选择系统中的增益和清洗网络时间常数τ是很重要     

改善乘坐品质纵向增稳器返馈系数的选择

 根据驾驶员位置处法向加速度反应近似为零的条件,选择了算例飞机的纵向增稳器返馈系数。按文献[2、3],估算了乘坐品质的改善情况,且分析了飞机和增稳器组合的动态特性。结果表明:当飞机和增稳器组合的操纵期望参数（CAP）值接近9.81/ι_x时,可满足乘坐品质要求。同时,增稳器的工作范围在平尾总偏角的10％以内。如果平尾的面积相对机翼面积较大,例如,则在分析飞机和增稳器组合的动态特性时,必须考虑升降舵偏转引起的升力项。     

平板/锯齿型Gurney襟翼对NACA0012翼型增升实验研究

 在Re 为211@10⁶ 情况下进行的NACA0012 翼型Gurney 襟翼增升效应风洞实验研究表明, Gurney襟翼可使升力有很大提高, 0.5%平均气动弦长襟翼在C_L> 11 0 后即可提供较高的升阻比, 当C_L = 11 35 时,2%平均气动弦长襟翼获得了35%的最大升阻比增量; 翼型表面压力分布结果显示, Gur ney 襟翼增加了上翼面的吸力, 同时下翼面压力增强, 因而升力提高; 尾流速度型显示Gur ney 襟翼导致流经上翼面的流体在其后有明显下偏转, 这表明翼型有效弯度增大了; 襟翼上开出锯齿会同时导致升力和阻力下降, 但升阻比是否会提高则应视其是否更接近最佳高度的有效迎风面积。Gur ney 襟翼的最佳应用场合为中高升力系数情况( 如起飞、降落等), 在中小升力系数情况下不宜使用。     

起落架收放气动载荷研究

在FL-13风洞对起落架主要元件和某机主起落架进行了吹风试验研究,在此基础上,讨论了确定起落架主要元件气动力系数的影响因素。为起落架收放气动载荷计算提供了依据。     

柔性石墨高温密封材料应用研究

本文介绍了柔性石墨密封材料径向密封所需施加的轴向力和拧紧力矩的计算。 将此材料用于某型机引气系统的蝶阀上,试验表明,这种密封材料及结构比采用氟橡胶的密封可靠性提高很多,其工作介质温度达450℃。     

TC1钛合金透射电镜组织研究

 用透射电镜研究TC 1 合金冷轧薄板在退火过程中精细组织的变化,揭示了位错组态与机械性能的关系。 试验用料为厚0.8mm的TC 1 钛合金冷轧板村,变形程度为33％,化学成分见表1。试验用退火温度见表2,退火保温时间为45min,采用普通电炉加热。退火后测定室温抗拉性能。     

地面涡研究

 The formation mechanism and the flow characteristics of the ground vortices as well as the method of eliminating ground vortices are studied in this paper. It is noted that, when air is sucked into an aircraft engine, on the ground a momentum moment is exerted on a point sink flow by a lateral wind or a reversed jet from the tail pipe, resulting in the formation of eddy stream known as ground vortices. Through an analysis of numerous experimental data it is found that the ground vortices are composed of two vortices instead of a single and concentrated free vortex.The tangitial velocity distribution curves of the ground vortex can be expressed as two independent functions: one is a directly proportional function located at the core, and the other is an inversely proportional function around the outer surrounding. The pressure distribution is also composed of two parabolic functions.In addition, a method of eliminating the ground vortices is presented, and it is of important engineering significance to eliminate the ground vortices.     

液晶在冲击冷却研究中的应用

 本文利用胆甾型液晶的温色效应,对孔径d=2.4mm,孔间距比xn/d=5,yn/d=6.67的7×10个射孔的多股射流冲击冷却进行了试验研究。在同一个总射流流量下,当孔排方式为顺排和叉排,孔至靶面的距离Z/d=1.08,2.16,3.25时,热图象显示的结果表明:顺排孔的冲击冷却效果比叉排的好,乳至靶面的距离在Z/d=2.16时的冷却效果最好。同时也获得了多股射流冲击冷却的对流换热系数等值线谱图。     

同步发电机动态性能的数字机研究

本文采用P变换阵将同步发电机的时变动态方程,转换成所谓尸派克方程。由此建立了单台发电机的状态方程。在航空无刷交流发电机中,由于调压器的非线性作用及交流励磁机的延滞,使主同步发电机的激励函数U_F（t）可归纳为带滞后（t_E）的指数曲线(等效时间常数T_ff)。 用数字机对上述状态方程按解析法、四阶龙格库塔法、指数矩阵(e^AT)法、网络拓扑法等四种方法,分别打印出八种同步发电机动态曲线。分析了四种算法的计算精度及稳定区域,确定其应用范围,并得出一定的结论。     

钛合金切屑形成过程的动态研究

本文对钛合金TC4切屑进行了显微摄影和俄歇能谱分析,利用高速摄影将钛合金切屑形成过程及切削力的瞬态变化,同步记录在同一胶卷上,借助影片运动分析仪,对钛合金切屑的锯齿状形成过程进行动态研究。并建立了钛合金切屑形成过程的新模型。     

板材、型材压缩性能试验研究

本文以1500多片次板材、型材室温压缩性能试验研究为基础,介绍了自行设计的一套试验装备及试验方法,适用于有色金属、黑色金属和复合材料试样。基本上解决了板材、型材压缩性能试验所存在的技术问题,已经实践考验,推荐工程应用。     

气动弹性研究的新进展

 本文概述近年来国内气动弹性研究的若干新进展。主要包括,跨音速非定常空气动力计算,航空结构动力分析系统H AJIF-Ⅱ及其应用,飞机结构多约束优化设计系统YIDOYU-Ⅰ,外挂物颤振的试验研究,以及颤振主动抑制。     

平板扰流片振动诱导涡运动研究

 本文研究了平板上扰流片静止及振动时所诱导的分离涡的形成过程。当拢流片静止时。在拢流片后仅形成不规则的大尺度涡,一旦执流片振动。就诱导出有固定频率的分离涡。拢流片振动频率,对分离涡的尺度、强弱、成对、合并过程有重要影响。文中还对的流片振幅大小的影响进行了讨论。     

工程小裂纹扩展规律的试验研究

 1.工程小裂纹的尺寸范围 工程小裂纹的尺寸范围可确定在0.1～1mm之间,这是因为:（1）这一尺寸范围代表了疲劳裂纹形成的早期阶段的范围;（2）实践表明,大多数设计得较好的工程结构能够在其使用寿命期限内容许这样的小裂纹存在而不会影响该结构的安全性或功能性;（3）这一尺寸范围代表了可用连续力学的方法进行解析处理的起始水平;（4）这一尺寸范围通常比现行的服役期间的无损检测方法所能检出的裂纹尺寸要小;（5）这一尺寸范围内的裂纹如果在结构中大量出现,通常就是该结构开始破坏的信号。     

襟翼展向吹气的风洞实验研究

 本文分析了在FL-8和FL-5风洞完成的一个三角翼飞机模型展向吹气全模测力和机翼半模流态实验中的襟翼展向吹气的气动效果,并且与同一模型在同一风洞中所得到的吹气襟翼结果进行了比较。 明确了在大偏度襟翼上展向吹气,产生的集中涡是“肩线涡”,而不是“喷气涡”。指出涡控制是襟翼展向吹气增升的重要原因,而不应单纯归结为边界层控制问题。通过对喷嘴形状和参数的优选,实现了用当前发动机实际能提供的小的吹气动量系数（约0.012）取得与吹气襟翼相近的升力增量。从而有可能显著地改善飞机的着陆性能。首次采用了“两叉喷嘴”,使整个襟翼面的流动获得改善。由于这项技术结构简单、重量轻、不占用机翼内部空间、生存力强,因此可望成为飞机设计中一种可供选用的动力增升方案。