多刚体系统动力学在汽车悬架运动学分析中的应用

本文介绍了一种适用于计算机分析的多刚性系统运动学分析的自然坐示法。利用自然坐标描述多刚体系统时，只需要一些点和一些单位向量，刚体的约束方程和运动副的约束方向组成了多刚体系统的运动学约束方程。     

涵道螺旋桨动力装置最优设计新方法的研究

为了探索涵道螺旋桨动力装置工程设计新方法，在自由螺旋桨设计的基础上，根据Theodorsen的片条理论，涵道后缘的库塔条件以及边界页微元涡丝的诱导方程，构筑涵道螺旋桨叶片涡强度分布的计算模型，然后用该模型代替Prandtl的动量损失函数及环量函数，使自由螺旋桨的最小能量损失的设计方法推广到涵道螺旋桨基于Betz条件的最优设计。再根据给定的设计要求，即可计算出经过最优设计的涵道螺旋桨的基本尺寸以及涵道的基本尺寸。经过研究证明，在新方法中的涡强度分布计算模型在理论上是正确的，设计模型的风洞实验与理论计算数据基本吻合，证明了该设计方法的可行性。     

飞行控制模型管理系统

模型管理是决策支持系统的核心，将模型管理应用于飞行控制系统是现代试飞管理的一个重要手段，也是一个新的探索领域。本文从模型及模型库管理系统的概念出发，分析传统的及近年来进入市场的主流数据库技术，研究对飞控系统进行模型管理的可行性。首先提出对飞控模型利用对象关系数据库进行管理的思想并将模型对象化；其次是模型管理概念的提出及模型库的数据模型，模型库组织和存储；最后是飞控系统模型管理的实现。     

基于遗传算法的被动式滚转控制系统设计

根据随机规划理论，建立了小尺寸，细长旋转体再入飞行器被动式滚转控制系统的机会约束规划模型，并运用基于随机模拟的遗传算法来求解，给出了能够确保飞行器在不确定再入环境下具有鲁棒可行性的弹道倾角γE和质心系数x↑cg的最优设计值，通过工程实例计算表明，在选用适当的运行参数情况下，本文所提供的方法能够比较有效地为再入飞行器的设计服务。     

航天飞机用LACE方案的发展及其参数分析

研究了应用于空天飞机的液体空气循环发动机。介绍了提高空气液化比的几种方法，如：液氢，液氧储箱循环，液氧喷洒，液态空气喷洒。以能量平衡为基础，计算了液体循环发动机的循环参数。结果表明综合采用以上方法可以使液化比提高约６５％。     

运动等离子柱体的电磁散射

 本文应用Minkowski变换研究了轴向运动非均匀等离子柱体的电磁散射。表明在坐标变换中易于导出相应稳态问题的解。文中详细研究了一半径为1m的等离子柱体的一些散射远场特性,其中包括远场方向图和后向散射横截面积(RCS)。     

用弹塑性有限元法求解脉动循环载荷有超载时裂尖前方的应力、应变分布及塑性区的大小

 本文用弹塑性有限元法求解了理想塑性材料在三个脉动循环载荷下有超载时裂尖前方的应力、应变分布及塑性区的大小。文中用平均刚度法、一阶自校正法进行了计算,讨论了这两种方法的优缺点。结果表明,当有超载时裂尖引起很大的残余压应力,使固有塑性区尺寸大大缩小,从而在一定的条件下,可使裂纹扩展延缓。计算结果与H.Miyamoto~[1]的结果作了比较,得到相当满意的吻合。     

Si/C/N纳米微粉的气相合成与结构研究进展

综述了Si/C/N纳米微粉的制备方法，比较了相互之间的优缺点；分析了Si/C/N纳米粉体的结构以及在热处理条件下微结构的变化，指出了尚待解决的问题与今后的应用前景。     

快速上仰翼型的非定常前缘分离研究

 近几年,国外对翼型快速上仰运动进行了许多实验和理论研究,最大迎角可达60°以上,目的是探索如何利用由此产生的非常大的非定常气动力（如战斗机的超机动飞行）。研究的重点放在“动力失速问题”上,这时,称之为“动力失速涡”的“前缘涡”早已形成并向下游推移。但是,至今动力失速的确切原因和过程仍未被很好地了解。