并行处理双转子发动机实时仿真

本文介绍在多处理机系统上实现双转子涡喷发动机的实时仿真。主控机为 PC2 86微机 ;并行处理机由 4个阵元机组成 ,阵元机选用微信号处理器 TMS32 0 2 0 ;A/D、D/A作为半实物仿真试验的用户接口。对发动机气动热力学模型算法进行“分割”,将 Jacobi阵各列的元素分配在 4个阵元机上并行计算。实时仿真支持软件管理各阵元机上程序模块的同步执行及数据通讯。本实时仿真器已用于发动机数字控制系统的半实物仿真试验     

一种基于非Newtonian流变学模型的牵引力计算公式

采用部分弹性流体动力润滑热分析理论及Ree-Eyring流变学模型对滚滑接触状态下航空合成润滑油的牵引特性进行了较为详细的研究,获得了航空合成润滑油牵引力系数随载荷、滚动速度、润滑油粘度及滑滚比变化的规律,并将计算结果与国外相近的实验结果进行了比较。此外,本文还根据研究结果提出了一种适用于航空高速滚动轴承动力学分析的牵引力系数计算公式。     

转子分区循环对称接触应力分析

 通过光弹实验表明了端齿连接转子受力的分区循环对称性。针对这~特性建立了各循环对称分区的循环对称接触有限元应力分析方法,并利用叠加原理将各循环对称分区间过渡区化为几个小规模的循环对称问题。     

多跨加筋板的动态裂纹扩展

提出了一种加筋板数值分析中筋条与板相互作用的计算模型,用有限差分法对多跨加筋板结构进行了动态裂纹扩展分析计算。当筋条位于板的边界时,筋条的作用可以作为边界力处理;当筋条位于板的内部时,其作用可作为局部作用的类似体积力进行分析。按照这种模型对多跨加筋裂纹板进行静态与动态断裂分析。计算结果表明:筋条具有降低裂纹尖端应力强度因子作用,在裂纹动态扩展情形还能降低裂纹扩展速度甚至止裂。     

带圆孔加筋板的应力强度因子解析

采用Paris位移公式以及位移协调和叠加原理推导了求解带孔开裂加筋板的铆钉力计算式,并由此推导了只在孔边蒙皮上有裂纹和蒙皮开裂并在桁条上产生中心穿透次裂纹的两种开裂模态下的应力强度因子表达式,讨论了蒙皮与桁条的刚度比、铆钉间距以及裂纹扩展对裂尖应力强度因子的影响,得出了有参考价值的结果。     

疲劳裂纹扩展速率统计分析

给出了4种常幅载荷下疲劳裂纹扩展速率的统计处理方法,获得了在规定存活率P下的“P-da/dN-△K”关系,并对LC9中心裂纹试样试验数据进行了统计分析,给出了存活率为0.50、0.90、0.95和0.99时Paris方程中的c和n值。最后对4种方法进行了比较。     

三维铸件定向凝固过程模拟Ⅱ——非稳态定向凝固过程边界元解

定向凝固过程可分为两个阶段即为抽拉前的稳态过程和抽拉后的非稳态过程,此部分用边界元法对三维瞬态过程进行了数值模拟,给出了定向过程中的热源及温度分布特性。     

用CSCM格式模拟二维收缩管道内的流动

 采用Lombard等人提出的CSCM(Conservative Supra-Characteristics Method)差分方法数值模拟二维收缩管道内波系干扰及激波边界层干扰等问题。所得结果同已往计算结果进行了比较。通过压力场和速度场的计算结果可看到Ma数对流场的影响。在Ma数较小时激波角较大,可看到激波经两次相交一次反射逐渐变弱的情况。Re数改变对流场也有明显影响,且给出由于激波干扰引起边界层分离的计算结果。最后还给出收缩管道内激波由正激波逐步形成斜激波的非定常过程。     

飞机总能量控制系统的研究Ⅰ——原理分析与系统设计

飞机总能量控制是一种全新的综合飞行/推力控制技术,从控制飞机总能量的变化与分配出发,全面解决纵向飞行轨迹控制与速度控制之间的耦合问题;进而建立起一体化的综合飞行控制系统。用多变量系统解耦控制理论研究了这种控制系统,首先分析了总能量控制的基本思想,建立起包含飞机纵向姿态控制回路和发动机推力控制回路的飞机质点能量运动模型,然后利用输出反馈和V规范型前馈解耦策略,对此系统进行解耦分析,设计出能实现飞行轨迹与速度间解耦控制的总能量控制律,并确定出系统的设计条件;最后以波音(Boeing)707飞机为对象,进行了具体的系统设计。     

模糊可靠性理论中的基本概念

经典可靠性理论以概率假设和二态假设为基础,在许多情况下是不可接受的,需要以可能性假设和模糊状态假设分別替代。模糊可靠性理论或者基于概率假设和模糊状态假设,或者基于可能性假设和二态假设,或者基于可能性假设和模糊状态假设,从而有3种不同的形式:率模(Profust)可靠性理论、能双(Posbist)可靠性理论和能模(Posfust)可靠性理论。本文概述了率模可靠性理论和能双可靠性理论中的基本概念,并介绍一个简单实用的模糊软件可靠性模型,最后展望模糊可靠性研究的未来趋势。