a-N（a-t）曲线三参数幂函数拟合法

 1.引言 目前已有多种拟合α-N曲线试验数据的方法,其中较为理想的是递增多项式（抛物线）拟合。但是,递增多顶式拟合只能进行局部拟合,仅考虑了某一数据点前后各n个数据点对该点的影响（一般n取2、3或4）,并未考虑所有数据点对该点的影响,另外,对最前面n个数据点和最后面n个数据点则无法进行局部拟合。本文采用文献建议的三参数幂函数N=β（α-α₀）^α,并结合文献中的相关系数优化法来拟合α-N曲线试验数据,该方法是对α-N曲线的所有数据点同时进行拟合,得到一条完整的α-N曲线,并且所求得的三个参     

叶片-轮盘组件的动力特性研究

本文采用扇形厚板元和波传动法,计算了叶盘组合模型件的振动特性,讨论了组合体与单独叶片及轮盘振动特性的差异,分析了叶盘几何参数变化所产生的影响。文中还对某实际叶盘组件进行了有限元分析,并用实验方法作了检验,结果表明两者是吻合的。 用有限元法计算叶盘组合体振动,有两种较好方法:一种是Kirkhope和Wilson提出,后经Mota Soares等人发展成半解析的环形元法(即有限条法);另一种是后者提出的采用扇形厚板元的波传动法。这两种方法都具有取单元和节点数少、计算精度高等优点,较便于工程应用。然而,这些方法对实际叶盘组件进行计算的经验尚不多,国内外还没有精度高的范例。本文作者经过大量的计算考核,认为对实际叶盘组件的计算拟采用扇形厚板元与厚壳元的组合方案。     

飞行器翼面颤振模型设计可行性分析

颤振模型设计是动力学反问题 ,其数学实质即广义特征值问题的反演。从反演可解性的基本理论出发 ,以某型号飞机高、低速颤振模型结构设计为背景 ,提出了模型结构设计必须遵循的准则。为减少模型结构设计的盲目性 ,提供了一个实用而有效的工具 ,并以具体的数值例子 ,说明了这个设计准则的实际应用。     

频域加权最优隐模型跟踪法及其在飞控系统设计中的应用

 把频率加权二次型法与隐模型跟踪理论综合起来,在系统设计时,考虑系统的稳定性、动态特性和鲁棒性要求,以期达到满意的综合指标。利用所述方法,设计了飞控系统的控制律。通过数字仿真及实时混合仿真表明,与通常最优二次型方法所设计的控制律比较,用本文所述方法设计的控制律,不仅有满意的稳定性和动态特性,而且还改善了鲁棒性。     

飞机急滚稳定性的一种简化分析方法

本文给出了预估飞机急滚全局稳定性的一种简化分析方法。该方法有两个特点;(1)所需气动数据少;(2)计算方法简单易行。算例表明,简化解与精确解在小迎角时吻合得极好,在大迎角时数值差异稍大,但变化趋势一致。此外,本文还分析了气动导数对急滚稳定性的影响,发现了平衡解的一些特殊变化。     

Aircraft flight parameter estimation using acoustic multipath delays

The signal emitted by an airborne acoustic source arrives at a stationary sensor located above a flat ground via a direct path and a ground-reflected path. The difference in the times of arrival of the direct path and ground-reflected path signal components, referred to as the multipath delay, provides an instantaneous estimate of the elevation angle of the source. A model is developed to predict the variation with time of the multipath delay for a jet aircraft or other broadband acoustic source in level flight with constant velocity over a hard ground. Based on this model, two methods are formulated to estimate the speed and altitude of the aircraft Both methods require the estimation of the multipath delay as a function of time. The methods differ only in the way the multipath delay is estimated; the first method uses the autocorrelation function, and the second uses the cepstrum, of the sensor output over a short time interval. The performances of both methods are evaluated and compared using real acoustic data. The second method provides the most precise aircraft speed and altitude estimates as compared with the first and two other existing methods.     

火箭发动机喷管内型面优化设计

以两种空-空导弹固体火箭发动机喷管作为算例,为此,建立固体火箭发动机的质量模型,喷管的质量比冲模型和目标函数模型,选择五种喷管扩散段内型面:锥形喷管,抛物线喷管,双圆弧喷管,二次多项式喷管和三次多项式喷管,进行优化设计,利用优化理论,成功地完成了五个设计变量的优化问题。优化结果表明,所建立的计算模型是正确的,并可用于其它大中型号的喷管设计。     

人—机闭环系统的驾驶员模型研究

通过对驾驶员操纵行为的分析，提出了在人－机闭环系统研究中驾驶员环节数学描述的要求，对驾驶员的传递函数模型，最优控制模型和模糊控制模型进行了分析研究，并对驾驶员模型在人－机闭环系统动态品质分析方面的应用进行了研究。     

－类非线性系统反馈镇定的充要条件

讨论－类非线性系统全局渐近反馈问题．文内通过构造显示状态反馈和使相应闭环系统全局渐近稳定的显示李氏函数，而得到了使系统全局渐近反馈镇定的充分必要条件．     

气固两相压气机平面叶栅表面压力分布的试验研究

试验研究了气固两相流流过压气机平面叶栅时 ,叶栅表面压力分布随粒子浓度、叶栅进口气流速度和冲角改变而变化的规律。结果表明 :随着粒子浓度、气流速度升高 ,叶栅表面的气相与纯气流的压力之间的差别增大 ;冲角不同叶栅表面的气相相对纯气流的压力系数变化规律不同。文中还对栅后沿栅距分布的气流速度进行了测量 ,发现气相速度在叶片附近不同于纯气流速度。