板和型材均含有裂纹的加筋板应力强度因子计算

本文应用复变应力函数和分区广义变分原理,提出了确定型材和板有裂纹的加筋板应力强度因子的计算方法。采用复变应力函数使裂纹的边界条件精确地得到满足,应用分区广义变分原理使其它边界条件近似地得到满足。本文应用加筋条为角材,其中一根角材含有边缘裂纹,板含有中心裂纹的加筋板,在垂直裂纹平面的远处受均匀拉伸载荷为例,给出了应力强度因子的计算公式。对一特定的结构参数,给出了应力强度因子随裂纹长度变化曲线。     

人工智能气动特性预测技术在火箭子级落区控制项目的应用

发展了一种基于人工智能算法的气动特性预测技术,在开展部分工况风洞试验基础上,结合少量数值仿真结果,通过机器学习模型预测全部工况气动特性.该方法能够降低研制成本,缩短周期.先后解决了相关函数选择、模型超参数训练、数据检验和"人在回路"应用等关键算法与技术问题,应用于运载火箭子级栅格舵落区控制项目气动研制,获得了设计所需完...     

脊波导接头的模匹配分析

文章给出了严密的脊波导本征函数的表达式,并运用驻波法推导了完整的脊波导的特征方程;采用模匹配法分析了矩形-脊波导不连续性的广义S矩阵,数值仿真与HFSS仿真结果一致。     

认知结构模型机动目标跟踪算法

针对复杂战场中环境特性复杂以及目标机动性能提升所带来的跟踪难题,提出一种基于人类认知机制的机动目标自适应跟踪算法。算法将人类“记忆”机制引入机动模型构建,利用神经网络对目标特征参数进行离线学习并存储,指导机动模型参数实时调整,使模型对运动状态的描述更加合理。为进一步提高跟踪性能,基于人类认知“感知-行动”循环理论,将雷达接收端经数据处理后的目标状态估计信息反馈至雷达发射端,以最小感知信息熵为代价函数,从波形库中自适应选择最佳波形来匹配目标。仿真对比实验表明,该算法对环境及目标的感知更加准确,融入波形选择的自适应目标跟踪算法要明显优于传统采用固定波形的跟踪算法。     

火星进入器壁面脉动压力环境数值模拟

为研究跨超声速阶段来流马赫数、来流攻角及配平翼展开角的变化对进入器壁面脉动压力环境的影响规律,本文采用脱体涡方法对火星进入器模型开展非定常数值模拟,获取壁面不同位置处的脉动压力信息。研究表明：在跨超声速阶段,进入器壁面脉动压力环境随马赫数的增加而趋于减缓。配平翼迎风面分离区受脱体激波影响明显,当来流马赫数较小时,可压缩效应较弱,分离区涡流运动剧烈,诱导的脉动压力环境较强;随着来流马赫数的增加,脱体激波对分离区抑制作用增强,分离区运动受到限制,诱导的脉动压力环境趋于平缓。此外,随着来流攻角增加,配平翼迎风面上再附点的位置向翼根方向转移,从而使翼根处的脉动压力环境趋于恶劣。当配平翼展开180°时,分离区再附点位置基本固定,配平翼迎风面脉动压力环境得到一定程度的减缓。功率谱分析表明,在配平翼迎风面上诱导的脉动压力能量主要集中在中低频区域。     

民用飞机机身密封技术的浅析

机身密封技术是影响飞机疲劳寿命、使用寿命、经济修理和安全性的一个关键因素,减少密封失效面引起机身腐蚀,提高飞机的密封能力是民用飞机制造发展的必然趋势.介绍民用飞机机身密封的类型,分析密封剂的性能要求;结合机身密封工艺要求和结构特点,给出密封操作方法的建议;分析密封失效的原因,给出典型结构密封的失效修理方法,保证飞机使用安全性和寿命.     

基于参数化有限元方法的机翼重量预测

为飞机总体设计阶段提供一种快速而较精确的机翼重量预测方法。该方法是将参数化几何建模和参数化有限元建模方法相结合,快速地建立机翼结构有限元模型。通过应用CATIA二次开发技术,实现机翼结构布置模型的自动生成;通过运用PATRAN的PCL语言,实现结构有限元模型的自动生成;通过应用优化方法,确定出结构尺寸,进而计算出机翼重量。算例表明,本方法可快速地分析不同结构布置方案和不同材料方案的机翼重量,适用于飞机总体方案设计阶段机翼重量计算。     

面向机载机电管理系统的CAN应用层协议设计

针对飞机机电综合管理系统的通信需求和控制策略,提出一种基于双通道和总线冗余的控制器局域网(CAN)的通信方法,以CAN2.0B协议为基础,制定CAN应用层通信协议。该协议完成报文结构设计,对每个功能段的含义和用法进行详细说明;系统各节点采用双滤波器模式,实现点对点和广播通信功能。基于本协议成功搭建面向机电管理系统的CAN总线通信仿真验证环境,实际通信测试结果表明:该冗余CAN总线系统工作稳定、可靠,应用层协议具有总线负载抖动较小、通讯实时性和可靠性较高的特点。     

动态子结构方法在全箭动特性分析中的应用研究

液体推进剂质量对运载火箭全箭动力学特性有重要影响,其动力学建模是全箭动力学建模的难点和重点。结合航天工程实际,提出了采用虚质量法和动态子结构方法相结合的液体推进剂建模方法,减缩了计算模型自由度,提高了计算效率,实现了全箭动力学特性分析。最后,以某液体运载火箭为例,分析了不同液体推进剂建模方法对全箭动特性计算结果的影响。     

带升力风扇飞翼布局无人机过渡飞行气动特性研究

带升力风扇飞翼布局无人机除了具备飞翼机的优点外,还兼具短距/垂直起降功能,研究其过渡飞行阶段的气动特性是建立其飞行动力学模型的基础。对带升力风扇飞翼布局无人机的过渡飞行阶段进行气动仿真,分析升力、阻力和力矩随速度和迎角变化的特性,并在某定常流下对该布局飞机的流动机理进行研究,针对气流分离提出控制方法。结果表明:来流速度增大时,升力值持续增大,阻力增加,低头力矩增大;在相同来流速度下,迎角增大,升力随之增加且外段翼是其升力的主要来源,阻力先减小后增大,较常规平飞状态下有较大的抬头力矩;控制气流分离的两种改进方法是有效可行的。