多导弹协同制导律综述

根据制导约束条件的不同,将多导弹协同制导律划分为具有弹着时间、终端角度、终端速度分别约束,以及弹着时间与终端角度同时约束四类.系统地论述了各类导引律的方法和特点,总结和分析了其优缺点,并对其发展趋势进行了探讨,可为多导弹协同制导律的优化设计提供参考.     

大展弦比机翼总体刚度的气动弹性优化设计

针对大展弦比机翼总体刚度设计问题,提出了梁架模型气动弹性优化和三维优化模型折算两种设计方法,并以大展弦比机翼为例对两种方法的合理性进行了验证.前者基于机翼梁架式模型,利用气动弹性优化方法对其主梁刚度进行设计,其特点是建模简单、计算效率较高,可以在设计信息较少的概念和初步设计阶段使用,但由于约束条件考虑较少,设计结果相对...     

大展弦比复合材料前掠翼气动弹性分析与优化

对具有不同前掠角和蒙皮偏轴角的大展弦比复合材料机翼进行了气动弹性建模与计算,以分析前掠角和蒙皮偏轴角对这类结构的静、动气动弹性特性的影响。使用遗传／敏度混合优化算法对几种典型前掠角和蒙皮偏轴角情况下的机翼进行了气动弹性优化设计研究,在满足强度、位移、发散速度和颤振速度等约束条件的前提下,以机翼各部件复合材料铺层的厚度为设计变量,对结构进行重量最小化设计。此外,还分析了蒙皮和突缘的铺层厚度沿展向变化的函数的幂次对优化结果的影响。     

铝合金氧化物夹杂超声波检测技术

针对航天器用铝合金内部的氧化物夹杂缺陷的检测难题,开展了超声波检测技术试验研究,采用一种基于过盈配合和快速氧化原理的铝合金氧化物夹杂缺陷模拟方法进行了氧化物缺陷模拟,并对缺陷的微观组织和成分进行分析,分析结果验证了氧化物夹杂缺陷的制作有效性。测试结果表明机械C型扫描能够有效分辨Φ1.2 mm当量左右的夹杂缺陷,其直观性、耦合稳定性和重复性相较手动扫描,检测效果更优。该方法已应用于航天器铝合金产品氧化物夹杂检测,效果良好。     

单向CFRP螺旋铣削力建模

螺旋铣削加工工艺具有降低轴向力,改善排屑、散热条件等优点,螺旋铣削力是其重要过程指标之一。对单向CFRP螺旋铣削力建模方法展开研究,预测给定加工参数下的螺旋铣削力。首先,通过对螺旋铣削过程进行运动学分析和切屑几何分析,建立了螺旋铣削过程中侧刃、底刃动态切屑层模型,纤维切削方向角度模型和动态切削力计算模型。然后,分别通过侧刃直线槽铣实验和底刃半齿插铣实验,对各个切削方向角度下侧刃、底刃切削力系数进行了标定,并利用人工神经网络对切削力系数进行拟合。最后,将标定所得的切削力系数代入动态切削力计算模型中,建立了单向CFRP螺旋铣削过程动态切削力预测模型,并通过实验验证了模型的准确性。与现有模型相比,该模型不仅能够预测刀具螺旋运动周期内的切削力变化情况,还可以对每个刀具自转周期内的细节进行预测,通过考虑纤维切削方向角度对切削力系数的影响,反映了单向CFRP材料的各向异性,较为准确地预测了螺旋铣削力。     

可压缩湍流的多尺度分析

作者的研究团队近几年在可压缩湍流的多尺度性质方面开展了系统的研究工作.通过多过程分解,研究了可压缩湍流中的速度和热力学量的剪切部分、胀压部分、伪声模态、声模态、熵模态的多尺度性质,并总结了各类可压缩条件下的速度和热力学量的谱的标度律.通过滤波方法,研究了动能和热力学量的多尺度传输现象,并重点分析了可压缩性对动能胀压部分...     

进排气对尾吊短舱布局飞机气动特性影响研究

在尾吊短舱式布局飞机设计中,发动机进排气对其他部件的气动影响是需要关注的重要问题,为了全面研究发动机进气与喷流对全机气动特性的影响,在某尾吊舱短舱布局飞机巡航条件下(H=11 000m、Ma=0.78)对流场开展了数值仿真研究,重点分析了短舱通气模型与带进排气模型的全机升阻力特性及流场分布情况。计算结果表明:采用近距尾吊短舱布局的飞机,发动机进排气对全机气动特性的影响主要体现在短舱与机翼的气动干扰方面,在所研究的迎角范围内(-2°～8°),发动机进气所带来的抽吸作用改变了机翼及短舱表面的压力分布,使得机翼上表面的负压区面积增大、短舱上唇口激波强度减弱,导致全机升力系数增加、阻力系数减小、升阻比提高,但这一气动特性的改善趋势随着迎角的增大而逐渐减缓。     

基于气动力降阶的弹性飞机阵风响应仿真分析及验证

低速飞机在阵风作用下容易产生非线性气动力,从而引发非线性气动弹性效应,对飞行安全造成威胁。针对此类问题的分析,经典面元法无法满足计算精度要求,计算流体力学(CFD)/计算结构动力学(CSD)全阶耦合分析效率低下,因此需建立满足工程应用的高精度、高效率的飞行动力学仿真分析模型。针对以上问题提出了一种适用于工程的非线性气动力降阶模型(ROM)用以实现弹性飞机飞行动力学仿真,特别是低速飞机在遭遇大幅值阵风情况下的阵风响应仿真。以风洞试验飞翼飞机模型为对象,利用CFD方法获得了该模型的气动力数据,利用自回归移动平均(ARMA)方法和径向基函数(RBF)神经网络方法分别建立了该模型的线性气动力ROM和非线性修正气动力ROM。结合模型的刚弹耦合飞行动力学方程对模型遭遇阵风情况下的响应进行仿真分析,并将仿真结果和风洞试验结果及CFD/CSD计算结果进行对比。结果表明建立的基于非线性气动力ROM的弹性飞机仿真模型在气动力预测、稳定性分析及阵风响应分析方面的表现都优于基于线性气动力ROM的仿真模型,和试验结果及CFD/CSD分析结果一致性较好,且所建模型在相同工况下的仿真时间远低于CFD/CSD分析方法...     

某型直升机超短波电台干扰飞行控制系统故障分析

简要介绍了某型直升机超短波电台干扰飞行控制系统的故障现象,分析了超短波电台与飞控系统的工作原理及电磁兼容性,找出了故障发生的机理和原因,制定了相应整改措施。     

Effect of stress ratio on HCF and VHCF properties at temperatures of 20 °C and 700 °C for nickel-based wrought superalloy GH3617M

This paper attempts to investigate the effects of stress ratio and high temperature on the HCF(high-cycle-fatigue) and VHCF(very-high-cycle-fatigue) behaviors of nickel-based wrought superalloy GH3617 M. Fatigue tests over the full HCF and VHCF regimes were conducted on superalloy GH3617 M subjected to constant-amplitude loading at five stress ratios of -1, -0.5, 0,0.4, and 0.8 in environments of 20 °C and 700 °C temperatures. From experimental observation and fractographic analysis, fatigue mechanisms were deduced to reveal the synergistic interaction between high temperature and stress ratio on the HCF and VHCF behaviors of superalloy GH3617 M. A phenomenological model was crafted from available fatigue design knowledge to evaluate the synergistic interaction, and a good correlation between predictions and experiments has been achieved.