考虑应力状态的疲劳裂纹闭合分析

利用改进的条带屈服模型 (Modified Strip Yield Model),通过对裂端约束的研究,提出组合约束因子的概念,发展了 Budiansky和 Hutchinson的解析模型,建立了可考虑不同应力状态的疲劳裂纹闭合模型,可方便地推广到穿透厚度裂纹的闭合分析中。与航空结构合金的实验数据及有限元结果的比较显示该模型能准确预测疲劳裂纹闭合中载荷比、应力状态和厚度等重要因素的影响。给出的显式结果可以方便地用于航空工程实际。     

并行工程中约束管理系统的开发研究

在并行工程（ＣＥ）中,约束对于产品的开发起着重要作用。本文分析了约束管理系统开发的若干技术问题,包括约束的表达、约束的满足及冲突仲裁等,由此提出了面向ＣＥ的约束管理系统框架。     

基于飞/发一体化的涡轮冲压组合发动机概念方案设计

建立了飞/发一体化约束分析与任务分析模型,形成了由飞行器指标参数到发动机推力需求的概念设计方法。基于某超声速飞行器的设计指标,开展了飞/发一体化分析,确定了满足任务约束的飞行器总重和发动机推力需求,初步确定了发动机的技术方案,并基于飞/发一体化分析方法,对飞行器的任务轨迹、组合发动机模态转换马赫数和超级燃烧室尺寸进行了优化,可为后续组合发动机总体方案设计提供明确牵引。     

机动再入体的带落角约束扩展比例导引律设计

传统的各种制导律都是以获得最小脱靶量为最终目标,没有考虑到导弹击中目标时刻的末端落角。为了保证非自旋再入体完成精确打击目标的任务,针对非自旋再入体垂直打击目标的制导问题,设计了一种带落角约束的扩展比例导引律。仿真研究表明,所设计的末制导律能够保证非自旋再入体命中目标时的脱靶量和末端落角都能满足要求,可以为开展近空间非自旋再入体制导问题的研究提供测试平台。     

实时精确定轨的自校准方法

实时精确定轨的迫切性越来越成为航天技术任务发展所关注的问题。本文将轨道约束“EMBET”自校准技术^[1,2]推广到实时轨道确定处理；在不断地获取对航天器轨道测量数据的过程中，递推地估算和修正观测数据的系统误差，又实时地为用户提供精确的轨道状态参数或轨道根数。     

飞机排故方法模糊与统计综合评估算法的研究

针对民航飞机维修过程中故障描述对应的多种故障原因和排故方法,无法进行确定性选择问题,采用模糊综合评估理论,在统计已往维修经验数据的基础上,提出一种在各种故障原因和排故方法中进行选择的优先排序算法,进而解决了飞机故障诊断信息应用的关键问题,提高了排故速度。此评估算法已应用到民航的维修实践中。     

应用博奕理论的多目标分布式气动优化设计

应用博奕理论研究了最优气动外形优化设计方法。采用的基本的优化器为基于控制理论的约束优化设计方法,通过引入标量伴随变量来执行约束条件,进而将上面的方法和对策论结合起来处理多目标翼型优化设计问题,根据各种不同的气动标准(可以是互为冲突的)来优化翼型形状。在对称Nash策略中,每一个“player”都力图优化自己的目标,而Nash平衡则提供了多个目标之间的一种解。不同的翼型分裂和设计算例表明了本文虚拟和真实Nash竞争策略在多目标翼型优化设计中的能力。成功的设计结果表明了本文方法的有效性。     

某型飞机风挡的PATRAN-NASTRAN有限元分析

某型飞机风挡结构(风挡、前弧、弧框和侧骨架)位移及应力分析采用了NASTRAN程序,前、后置处理采用了PATRAN程序.在建模过程中,风挡结构大部分采用板壳结构来建立几何模型,侧骨架后段厚度与长宽的比值较小,用实体模型建模.各部件之间的螺栓连接用MPC来模拟.分析得到了风挡结构最大位移和最大应力的所在点,为风挡的定寿、延寿设计提供了依据.     

飞航导弹/涡扇发动机一体化设计-约束分析与任务分析

1引言与火箭发动机相比,涡喷、涡扇发动机在亚声速条件下具有更高的比冲,而且发动机的状态可以调节,因而推力可以改变,所以以涡喷、涡扇发动机为主动力的飞航导弹具有更远的射程,并能够实现更为复杂的飞行弹道。另一方面,由于涡喷、涡扇发动机的特性参数(推力和耗油率)会随飞行     

直接解算轨道根数的轨道约束自校准定轨方法

应用轨道约束自校准技术能够有效地修正系统误差和提高定轨精度。本文为了适应各种航天试验任务要求,将轨道约束自校准技术推广应用到直接解算轨道根数的定轨方法中,并导出了解算开普勒根数的轨道约束自校准公式。