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。     

硬式空中加油机发展趋势及设计技术分析

空中加油技术在一定程度上体现了一国空军实力,该技术一直受到广泛关注。本文综述了硬式空中 加油机的发展情况,提出了硬式空中加油机的划代概念。结合五代空中加油机的特点和性能,给出硬式空中加油机的主要技术特征,指出硬式空中加油技术的发展趋势,总结出硬式加油装置研究的总体布局设计技术、结构和机构设计技术、控制系统设计技术等关键技术,为未来装备变革提供技术支撑。     

陆基移动小运载制导控制技术初探

陆基移动发射小型运载器不依赖大型、复杂的地面支持系统 ,系统简单 ,可以根据轨道以及相关限制因素需要选择最佳发射地点与控制程序 ,进而大幅度降低发射成本、有效的提高运载能力。本文根据上述特点 ,基于惯性 /卫星组合技术研究了制导控制方案 ,可以实现行进中瞄准与快速发射 ,并以近地轨道卫星发射为范例进行仿真计算。     

复合材料加筋壁板压缩稳定性工程算法验证研究

复合材料加筋壁板的主要失效模式是丧失稳定性,为确保其结构安全同时有效降低结构重量,有必要 对其稳定性校核时的边界条件和蒙皮受载边宽度选取进行系统的研究。通过对两种边界条件、三种蒙皮受载 边宽度选取进行研究,提出考虑长桁影响的蒙皮受载边宽度选取方法,进行加筋壁板稳定性计算,将计算结果 与试验结果进行验证。结果表明:边界条件选取四边简支,蒙皮受载边宽度选取考虑长桁影响的工程稳定性计 算方法准确度最高,计算结果与试验结果最小偏差0.29%,最大偏差7.16%,且全部低于试验值;该方法用于 结构强度稳定性校核是安全可靠的。     

教练机发动机加速任务试车谱的编制

根据教练机发动机的飞行任务剖面,研究出2个航线类综合任务谱和2个机动飞行类综合任务谱。然后根据该发动机主要零部件的寿命分析结果,在等损伤的前提下对综合任务谱进行压缩处理,编制了其加速任务试车谱。      

航空发动机自适应建模技术研究

本文介绍了航空发动机自适应建模方法,并根据某型发动机高空试验实测数据对该型发动机数学模型及其部件特性进行了自适应修正,修正后的发动机模型计算结果与实测结果十分吻合,证明利用本文所介绍的方法可获得更为准确的发动机数学模型     

飞机大迎角飞行品质研究的进展

叙述了战斗机大迎角飞行品质研究的进展情况。说明了当代战斗机的作战环境和作战方式以及由此提出的大迎角机动飞行的背景。着重介绍了国外过失速区大迎角飞行品质研究的主要方面,飞行动力学机理,操纵效能,推力矢量及其控制律,飞行品质要求及其验证和评价方法,由此得出相应的结论。     

终端区按时到达的飞行轨迹算法研究

保证飞机按给定时刻到达目标点是实行空中交通管制自动化首先要解决的问题,本文通过对飞机运动微分方程的迭代求解,给出了准确保证按时到达的轨迹的一般算法,并在此基础上研究了直线航路限制和无航路限制下单转弯－双转弯,三转弯及盘旋加转弯等几种典型情况的轨迹算法及基适用条件,算法中考虑了定常风力对按时到达飞行轨迹的影响,并提出了解决方案,这些算法兼顾算坐品质,具有简单,易于求解的特点。