复合材料损伤结构胶接补强修补分析及设计

对复合材料层合板采用20节点等参元、对于胶层采用节理单元建立有限元分析模型，并针对胶接补强修补的两种形式－－贴补和挖补编制了相应的三维有限元分析程序，进行静力分析，获得了修补参数对修补效果的影响曲线，据此来初步确定最佳的修补参数。     

MIMO非线性非最小相位系统的鲁棒跟踪控制

针对仿射多输入多输出非线性非最小相位系统,提出了一种新的鲁棒跟踪控制方案.用反馈线性化解耦系统输入输出关系,通过高增益状态反馈镇定系统外部动态,通过模型预测控制镇定系统内部动态,所设计的控制器能保证跟踪控制闭环系统的指数稳定性,且对系统参数扰动具有鲁棒性.仿真结果表明了所提出方法的有效性和优越性.     

任务耗时不确定的飞机过站保障车辆调度

针对多架飞机多个保障作业的保障车辆调度,考虑作业任务耗时的不确定性,构造递阶式染色体编码结构的单亲遗传算法。该算法采用保障作业编号构成控制基因染色体、车辆编号构成参数基因染色体,分别体现过站保障作业时序约束和车辆指派规则约束,使算法对问题具有良好的适用性。设计了基于车辆可调度能力空间概念的染色体解码方法;采用基于适应值的轮盘赌选择策略控制进化方向,并引入均衡算子来提高车辆资源的使用率。通过试验验证算法的有效性。结果表明,所给算法可以提高保障车辆资源的利用效率,同时减少保障花费。     

单旋翼直升机气动布局对飞行性能的影响

为研究单旋翼直升机气动布局对直升机飞行性能的影响,以直升机飞行动力学模型为基础,在原始气动布局下分别对平飞、爬升与下滑和稳定协调转弯情况下的旋翼需用功率进行了配平,并计算了飞行性能指标,计算结果与参考数据吻合较好,证明模型可用.以UH-60A直升机为例,研究了不同气动布局参数下的直升机飞行性能,结果表明, 在变化范围内,旋翼位置参数对前飞和垂直飞行性能影响都很大,减小旋翼纵向距离有利于提高飞行性能,尾桨倾斜角在悬停和小速度情况下对飞行性能影响较大,平尾水平位置的后移有助于提升最大飞行速度.      

大型飞机与复合材料

飞机结构的复合材料化已成必然的发展趋势,大型飞机结构的主体材料必将是复合材料而非金属已是不争的事实.     

基于AHP的DS/FH混合扩频测控系统抗干扰效能评价

针对DS/FH(Direct Sequence/Frequency Hopping,直扩/跳频)混合扩频测控系统抗干扰问题,提出一种效能评价方法.基于任务需求,构建系统抗干扰效能评估指标体系;将三角模糊数、指数标度和层次分析法相结合,提出一种改进的TFN-AHP(Triangular Fuzzy Number-Analytic Hierarchy Process,三角模糊数-层次分析法),提高了较小指标的区分度,剔除了极端数据,最大限度发挥专家的经验知识,实现了指标赋权的客观程度,最后通过AHP对不同设备系统关于指标体系判断矩阵的确定、一致性检验和层次总排序,实现了系统抗干扰效能的评价和选择.分析结果表明,该评价方法能够实现不同设备的抗干扰效能评估,有助于用户对设备的选择.     

卡尔斯潘公司高超声速脉冲设备建设历程分析

本文主要介绍分析了美国卡尔斯潘公司的系列高超声速脉冲设备建设历程。为了适应不同的研究目的,卡尔斯潘公司先后建造了6座激波风洞和2座膨胀管风洞等脉冲设备,它们分别为11×15英寸激波风洞、48英寸激波风洞、96英寸激波风洞、无名高焓激波风洞、LENS Ⅰ激波风洞、LENS Ⅱ激波风洞、LENS X膨胀管风洞以及LENS XX膨胀管风洞。不管是设备规模,还是试验模拟能力以及测试技术水平,这些脉冲设备基本上代表了同期世界最高水平,并在一定时间内依然处于世界领先地位。本文通过对卡尔斯潘公司的LENS系列脉冲设备建设历程进行分析,希望可以对我国脉冲设备建设和发展相应的测试技术等提供一些有益的借鉴和参考。     

航空声学引导风洞收缩段边界层修正的数值模拟和实验研究

根据数值分析得到的低速风洞收缩段边界层位移厚度分布通用曲线,针对航空声学引导风洞收缩段,推导得出收缩段边界层位移厚度分布曲线,并对收缩段型面进行修正设计,给出了修正前后的型面坐标偏差,设计加工了试验件,并进行了收缩段修正前后流场的数值模拟和实验验证。数值模拟结果表明:尽管航空声学引导风洞收缩段的边界层很薄,最大位移厚度只相当于试验段水力直径的0.5%左右,但修正效果明显。对于开口和闭口试验段流场,在收缩段型面设计时考虑粘性影响,进行边界层修正,均可显著降低试验段的动压场系数;减小气流偏角,提高试验段流场品质,有利于风洞部段的精细化设计。收缩段型面出口由于逆压梯度的存在,壁面速度过冲,气流均匀性较差,但进入平直段后,动压不均匀度及气流偏角迅速下降,因此收缩段后16.7%长度的平直段对于改善试验段流场品质很关键。在航空声学引导风洞上,采用移测架、皮托管和热线风速仪进行了修正前后收缩段、试验段动压和速度值测量,测量结果也验证了边界层修正的效果,而且实测的边界层位移厚度与理论推导值吻合。根据测量的收缩段内和出口的边界层速度分布,计算边界层位移厚度、动量损失厚度和形状因子,并据此判定,航空声学引导风洞收缩段内的边界层流动保持层流状态,未发生层流到湍流的转捩。