大湍流度对超低雷诺数下翼型受力及绕流的影响

实验测量了超低雷诺数(Re=5 300)下 NACA 0012翼型在自由来流下的升力系数和阻力系数,重点研究来流的湍流度对升力系数和阻力系数的影响,并进一步通过对翼犁流场的研究揭示湍流度对翼型受力产生影响的机理.结果显示,低湍流度下升力系数和阻力系数均无失速特征;当湍流度提高,升力系数和阻力系数在12°～15°迎角下表...     

粘弹减摆器结构参数对直升机动稳定性的影响分析

为了利用减摆器更好地提高直升机的动稳定性,本文采用Simulink时域仿真和多桨叶坐标变换等效阻尼识别法,研完了叶间残摆器不同的连接参数对孤立旋翼系统稳定性以及对直升机空中共振稳定性的影响,并且定性地分析了这种影响所产生的内在机理.分析结果说明:叶间粘弹减摆器采用特定的连接方式能减小残摆器一阶激振力下的背景振幅,增大减摆器耗能模量,提高系统稳定性.     

板间摩擦对航空连接件疲劳性能的影响

针对某型飞机外翼下壁板典型连接件结构,建立了三维有限元接触模型,对其细节弹塑性应力进行了分析,并利用局部应力应变法估算了其疲劳寿命.研究发现,连接件的疲劳性能对搭接板之间的摩擦条件是较为敏感的,随着摩擦系数的减少,板之间的摩擦力下降,孔边局部应力增大,连接件的疲劳性能下降.最后,对不同摩擦条件下的航空模拟搭接试件进行疲劳试验,试验结果与寿命估算结果较为一致,验证了分析方法的有效性.     

改进的小波阈值消噪法应用于超声信号处理

超声检测中回波信号信噪比低、易于被噪声淹没,小波变换是一种有效的提取缺陷回波的方法.建立了超声缺陷回波信号的数学模型,对基于小波变换的软、硬阈值消噪法作了改进,提出一种折中方法用于超声缺陷回波信号的去噪,同时以信噪比为目标函数对参数的选取也作了优化.仿真实验结果表明,改进方法非常适合用于超声信号的分析,能够很好地抑制噪声,它最大程度的发挥了小波软、硬阈值消噪法的优点,避免它们的缺点,使用该方法处理的信号相对于小波软、硬阈值消噪法在一定程度上改善了去噪的效果,提高了回波信号的信噪比.      

计算整机雷达散射截面的部件组合方法

本文应用部件组合方法结合相对相位综合技术计算丁某型战斗机的雷达散射截面(RCS)。部件组合方法是估算复杂形体目标RCS的一种有效方法,但同时也存在精度较差的不足。为解决这一问题,在分析计算中本文将真实目标等效为较多个部分典型几何体(如部分椭球,部分椭圆平板等)的组合,并首次应用准三维凹曲面作为典型散射体来替代战斗机的翼身融合过渡部分,从而使简单散射体的组合体较好地保持了原目标的散射特性。计算及其与测试结果的比较表明,本文采取的措施使部件组合法的计算精度有了很大改善,使之成为一种简便、省时、具有较高精度的估算整机RCS的有效方法。在全方位角范围内,计算与测试值的均方误差小于3dB,最大误差小于6dB。在IBM—4341机上用本文程序计算某型机在某一姿态角下的RCS(垂直和水平两种极化)分布曲线,只需约4分钟CPU时间。     

三种不同的进气道与弹体组合体雷达散射截面特性

对三种不同进气道与弹体组合所得的三个模型进行了雷达散射截面（RCS）实验研究，三种组合分别为：埋入式进气道与多边形截面弹体的组合，埋入式进气道与常规圆截面弹体的组合、S弯进气道与常 圆截面弹体的组合，雷达散射截面特性实验和对比研究表明：圆截面弹身时，采用埋入式进气道比采用S弯进气道具有更好的隐身效果；采用埋入式进气道时，多边形截面导弹比圆截面弹身隐身性能更好。可以推断，多边形截面弹体与埋与式进气道的组合具有光明的应用前景。     

面向签派的飞行燃油消耗估计方法

航班的燃油加载量决定了航空公司运行成本。本文提出了基于飞机性能的燃油消耗估计模型及其动态修正方法。以飞机性能手册参数为依据,根据各飞行阶段的性能特点,建立基于神经网络的燃油消耗原始模型。利用积累的飞行数据(QAR数据)修正模型,消除因飞机性能衰减对燃油消耗的影响,弥补飞机性能手册中飞行气象条件样本量较少的不足。以某次北京—成都航班飞行计划数据为验证数据源,按照签派流程进行了模型的验证测试,对比本次航班实际燃油消耗量,误差为2.38%,达到现阶段国内外航空公司现有商业软件估计精度水平。     

集对分析法在中小企业人才选聘中的应用

论文充分分析了影响中小企业人才选聘的诸因素,针对这些因素中有确定性和不确定性因素共存、量纲不稳定的特点,引入集对分析方法。经过实际算例的检验,集对分析在中小企业人才选聘的问题上是一种简便、可行、合理的决策方法。     

采用因子修正法求连续系统离散化模型

本文提出如何建立线性连续系统精确、高效的时间离散模型新的算法—因子修正法。用这种方法建立的仿真模型,不仅对stiff问题提效,而且比Z—变换形式更能满足高速仿真或实时仿真的需要。     

高超声速进气道低马赫数不起动和再起动试验

为拓展对高超声速进气道不起动机理的认识,对一截短的二元高超声速进气道的低马赫数不起动现象和再起动现象进行了风洞试验研究。试验中分别通过改变进气道攻角和在通道下游设置堵锥形成流动壅塞的方法来模拟进气道来流马赫数的改变和燃烧室内释热导致的流动壅塞。试验中采用高速纹影技术和动态压力测量技术对上述动态过程中的瞬态流动结构和壁面动态压力信号特征进行了记录。研究发现,当进气道处于低马赫数不起动时,其口部分离包诱导激波受分离包自身振荡特性的影响,在唇口附近连续的小幅振荡,进而给整个进气道通道内引入了一类无基频的小幅压力扰动。而该扰动随着马赫数的增加,进气道恢复起动后逐渐消失。此外,还捕捉到了进气道再起动过程中分离包吞入的迟滞现象,进气道从"小喘"阶段恢复至起动状态时,由于下游高压的存在使得分离包未能完全吞回,并出现了类似低马赫数不起动时的无基频小幅振荡。该振荡直至通道下游完全敞开、口部分离包被吞入才逐渐消失,至此进气道也顺利地恢复到了起动状态。