C_(nβ.dyn)作为大迎角稳定性判据的分析

 本文通过具体算便分析了C_(n β.d y x)迎角稳定性判据的可靠性,对使用这一判据可能造成失误的原因作了归纳,得出了一些便于使用这一判据的结论。     

飞机大迎角飞行稳定判据分析

本文简单地推导并分析了各种有关飞行稳定的简化判据:大迎角横向稳定性参数 m~β_(ydyn),预测大迎角偏离运动的 pelikan 判据,针对急滚运动的 phillips 准则以及横向操纵偏离参数LCDP 等。然后从五自由度飞机运动方程组的导算子矩阵出发,利用 Hurwitz 判据,推导出一个新的综合稳定性判据 PN<0,PN=(Km_z~αcosα—LCDP)(LCDP—m~β_(ydyn))该判据综合了各已有筒化判据,并沟通了这些判据的相互关系。通过某架飞机的具体计算,表明该判据判断大迎角飞行稳定性比各已有判据都更准确,而且跟目前比较有效的大迎角分析的 BACTM 方法的结果取得了广泛的一致.     

直升机尾桨涡环飞行试验研究

根据样机右侧飞的飞行试验,对尾桨涡环现象进行了计算分析;根据右侧飞试验结果,估算出样机悬停回转时尾桨处于涡环状态的偏航角速度范围;将试验结果与国内外的涡环状态判据进行了对比。结果表明,国外的涡环判据不适用于样机的尾桨涡环状态判定,国内的高-辛判据与试验结果一致。     

直升机垂直下降时旋翼涡环飞行试验分析

从飞行试验角度介绍了直升机垂直下降飞行时的旋翼涡环特性,从空气动力学角度探讨了涡环形成的机理,分析了Wolkovitch判据、Peters判据以及高-辛判据等三种涡环判据的优点和不足。以直升机做放距阶跃飞行试验为例,得出了为避免直升机进入涡环的安全措施,并验证了高-辛判据的准确性和工程实用性。     

基于性能退化的机构磨损可靠性研究

针对磨损机构高可靠性、长寿命、试验小子样的特点,运用性能退化可靠性理论,对机构磨损可靠性进行了研究。为此,首先采用对机构磨损失效判据进行了分析;其次采用K-S检验法,以分析、确定各测量点上的退化量分布规律;然后,根据失效判据和退化量分布,研究各测量时的失效概率,从而拟合得到机构磨损可靠性分布规律;最后,通过算例验证了该方法的有效性。     

后掠翼边界层横流不稳定转捩预测模型

通过对经典Falkner-Skan-Cooke三维边界层相似解的理论分析和数值求解,结合二维边界层转捩判据的思想,采用由试验数据标定的C1准则关系式求解横流不稳定转捩位移厚度雷诺数,建立了针对固定前缘后掠角机翼的横流转捩判据,并且通过方程求解和数据拟合得到了该转捩判据的数学结果.应用该模型对30°前缘后掠角的ONERA-M6机翼和45°前缘后掠角的NLF(2)-0415无限展长机翼进行了横流不稳定转捩数值模拟.模拟结果显示:改进后的转捩模型预测所得到的转捩位置精度较高,均与后掠翼横流试验数据吻合较好,从而证明了构建的横流不稳定转捩判据的合理性和实用性.      

论压气机气动稳定性及其判据

通过对压气机稳定性模型发展的阐述，对稳定性判据的物理本质进行了讨论，进而对二维和三维压气机气动稳定性模型的稳定性判据进行了分析。     

裂纹塑性疲劳扩展分析

 本文分析了裂纹塑性疲劳扩展的力学机理,提出了裂纹塑性疲劳扩展的判据。结合实验对数值计算结果进行了分析讨论,并推导出裂纹塑性疲劳扩展速率的近似解析公式。     

断裂问题研究中裂尖塑性区的影响及处理原则

通过对K判据的适用区与裂纹尖端塑性区的比较,在塑性区一定要小于K判据适用区的条件下,给出了K判据的适用边界线和判断脆性断裂的判断式;确定了K判据在结构静强度计算中塑性修正的基本原则,并在此基础上讨论得出了塑性区尺寸小于裂纹长度,裂纹扩展寿命的估算方法仍适用,塑性对裂纹扩展寿命估算影响不大,而选用不同的经验公式估算裂纹扩展寿命所出现的误差却很大的结论。     

一种紧固孔细节原始疲劳质量评定方法

 给出了一种由等幅载荷试验的断口金相数据反推得到的当量初始裂纹尺寸额定值（EIFSR）表征的紧固孔原始疲劳质量评定方法。并据此建立了原始疲劳质量符合性检查的EIF-SR判据和寿命判据。最后用上述判据对紧固孔细节进行了原始疲劳质量评定和符合性检查。     

复合材料整体化结合界面失效模拟方法研究

复合材料结构界面失效分析有助于复合材料整体化结构细节设计,有必要进行界面失效问题分析.针对复合材料整体化结合界面进行有限元数值模拟失效分析方法研究,对承受不同载荷的结合界面选用不同的建模方法和失效模型.对于层压板失效,在Tsai-Hill判据基础上,增加破坏能判据;对于界面失效,提出基于应力、应变和破坏能的多级判据及其衰减方法.结果表明：本文方法建模简单、计算速度较快、计算结果与试验值吻合性好,可为复合材料整体化结构设计提供工程实用的分析方法.     

直升机垂直下降的涡环边界分析

本文通过对某直升机垂直下降进入涡环分析,论证了直升机作垂直下降飞行时进入涡环状态的解析判据,根据解析判据提出了如何避免进入涡环状态和进入后如何改出涡环状态。     

更换型构件经济寿命分析

文章提出了评价维护经济性的定量判据。通过对机轮轮毂之类的更换型构件的经济寿命分析,得出一个经济维护期,其上、下限可由上述判据数值计算得到。讨论了飞机轮穀的经济寿命。     

GH33A镍基高温合金蠕变裂纹扩展行为

 <正> 蠕变裂纹扩展的研究,首要的是确定表征蠕变裂纹扩展性能的合理判据,本文报导了对燃气涡轮盘常用材料GH33A合金蠕变裂纹扩展4种判据的研究结朱,求得最佳关联该合金蠕变裂纹扩展的参量,为进一步估算寿命打下基础     

利用差值定理降低飞行器速度和加速度拟合的截断误差

推导了差值定理及其推论,并以此作为数据拟合的有效点判据,显著降低了飞行器速度和加速度拟合的截断误差;探讨了该判据条件下滤波参数对拟合结果的影响及截断误差的判断条件,并采用实测数据对拟合效果进行了检验。     

偏离特性和尾旋敏感度预测判据探讨

本文讨论了七十年代以后发展起来的预测飞机偏离特性和尾旋敏感性的设计判据,所使用的判据参数是m_(y·DY)~β和LCDP,以及由此发展起来的用以预测偏离迎角的“β+δ轴稳定性指示”法。这些方法主要是针对具有后掠翼和大的I_y/I_x惯性比的飞机。文中简要推导了判据参数的由来以及判据的建立,並且提供了一些飞机的试飞或自由飞试验的数据与判据预测结果的比较,证明在大多数情况下,两者的符合性较好。特别是判据参数所使用的静导数是设计人员早期可获得的数据之一,这样,在早期设计阶段,设计人员就有可能以适当的可信度预测出全尺寸飞机的偏离特性和尾旋敏感性。开展飞行试验与风洞试验的这类相关性研究无疑是很有价值的。     

分开排气涡扇发动机的热力循环分析

基于燃气发生器的概念分析了分开排气涡扇发动机的效率划分。在此基础上,通过理论推导证明了分开排气涡扇发动机的最佳外涵风扇增压比的存在判据,及其单位推力、效率和耗油率极值的等价性。给出的判据可以作为实际分排涡扇发动机设计中的最佳外涵风扇增压比的选择依据。针对两型大涵道比分开排气涡扇发动机热力循环分析的结果表明:当外内涵排气速度的比值与风扇、低压涡轮效率的乘积相等时,发动机的总效率和单位推力最大,耗油率最低,从而证明了本文给出的效率划分和最佳外涵风扇增压比判据是合理的。      

飞机偏离预测研究之探讨

本文根据飞机偏离运动的特性,利用飞机非线性运动方程组的导算子矩阵研究副翼操纵时飞机闭环稳定性,获得了飞机偏离预测的新判据。通过对6架飞机偏离特性的计算,表明该判据简单有效切实可行,并且与Bihrle判据以及Weissman判据取得了较好的一致。     

含孔平面编织混杂铺层层合板压缩性能

对含孔平面编织混杂铺层复合材料层合板的压缩性能进行试验研究,考察铺层比例和铺层顺序对其压缩破坏和压缩强度的影响, 然后利用点应力判据和平均应力判据进行层合板剩余压缩强度的估算.结果表明0°铺层比例的增加,提高了层合板的剩余压缩强度;(±45) 编织铺层比例在20%～25%之间有助于提高层合板的剩余压缩强度;点应力判据和平均应力判据适用于这种混杂铺层层合板的剩余压缩强度的估算.     

飞机偏离预测的研究

本文根据飞机偏离运动的特征,用非线性运动方程组导算子矩阵研究副翼操纵时飞机的闭环稳定特性,获得了一种预测飞机偏离的新判据。对五架飞机偏离特性的计算结果表明,该判据简单有效、切实可行,并且跟Bihrle判据以及Weissman判据取得了较好的一致。