顾及光行差改正的遥感卫星成像模型及验证

结合光学遥感卫星的几何特性和成像机理,系统地分析了光行差效应对光学遥感卫星对地观测精度的影响。根据光行差效应影响的机理与特点,文章推导出了严格的光行差模型,并通过一个变换矩阵将该模型引入到传统共线方程模型中,实现了模型中光线真方向向量与视方向向量之间的转换。在实验阶段,通过两组实验对本模型的精度和有效性进行了对比验证,首先基于不同侧摆角的模拟影像对比分析了传统模型和本模型的定位精度,然后,结合几何定标的补偿效应,对比分析了两种初始模型及定标后的精化模型在不同侧摆角下的定向精度,进而验证各模型对光行差的改正效果。实验结果表明,文中方法可以有效的补偿卫星影像由光行差引起的几何误差,提高敏捷光学卫星大侧摆成像时的定位精度。     

带裂纹楔型梁动力特性研究

由于裂纹存在引起构件局部柔度的变化，本用线弹性断裂力学理论导出裂纹所释放的应变能。由Castigliano定理得出局部柔度矩阵诸元素，据此来修正楔形梁的刚度矩阵，借助梁有限单元法，求解带裂纹楔形梁的动力特性，并对裂纹相对深度，裂纹位置，梁的长宽比，宽厚比，厚度斜度等几何因素对固有频率的影响进行了数值研究和相应的振动响应试验。     

飞机圆弧风挡鸟撞动响应分析

采用等效动载荷法对某机圆弧风挡进行鸟撞动响应分析。着重考虑了应变率对透明件材料性能的影响和几何非线性对刚度矩阵的影响,并将计算结果与全尺寸鸟撞试验结果进行比较。得出了风挡位移在鸟撞击过程中的变化规律。结果表明:应变率对位移、应变影响较大,几何非线性对飞机风挡鸟撞动响应分析结果的影响不可忽略。     

多级轴流燃气涡轮几何和气动参数的最佳选择

将多级轴流燃气涡轮的设计问题表述为以设计工况内效率的最大值为目标函数，带有多种气动与结构的约束条件的多维非线性数学规划问题，采用Craig-Cox模型计算气动损失。用SUMT－外点法将有约束问题化为无约束问题，再用Sargent改进的Powell方法借助于抛物线拟合一维搜索得最优解，给出了有关数值算例。     

开启式高超声速进气道启动性能试验

设计了具有入口开启功能的高超声速进气道,并在Ma=6连续式自由射流风洞中进行了启动性能的试验研究.通过对进气道壁面静压变化和捕获流量的测量,验证了此种具有开启功能的变几何方案的可行性.试验结果表明,开启机构能够有效地提高进气道的启动性能.分析认为,进气道入口的逐渐打开过程辅助进气道建立起超声速流场.同时,开启机构避免了进气道自启动的迟滞效应,使进气道实现启动.      

集中力作用下悬臂梁几何中轴的弹性大挠度分析

以平截面假定为基础,并以几何中轴作为梁变形的参考轴,推导了大挠度情况下,弹性梁在轴力和弯矩联合作用下几何中轴的曲率——弯矩和轴力方程,并建立了求解几何中轴变形曲线的方程组,这样的方程组考虑了梁轴向变形的影响,克服了以中性轴作为梁变形参考轴时不能考虑轴向变形的不足。利用所建立的方程组,分析了受集中力作用的弹性悬臂梁大挠度问题,并同以中性轴作为梁变形参考轴的部分结果进行了对比。结果表明,当载荷较小时,2种理论计算出的弹性大挠度悬臂梁的变形曲线差别很小;而当载荷较大时,2种理论计算出的弹性大挠度悬臂梁的变形曲线存在比较明显的差异。     

大展弦比复合材料机翼失速颤振分析

研究了大展弦比复合材料机翼在较大迎角状态下的失速颤振特性,探讨了结构几何非线性和由复合材料剪裁产生的刚度耦合效果对机翼失速颤振特性的影响.首先,将复合材料机翼建模为转角和位移均可为有限值的非线性薄壁单闭室截面Euler梁,并在综合考虑结构几何非线性、气动非线性和材料各向异性对机翼运动状态的影响的基础上,建立机翼的运动微分方程.然后,使用小扰动分析的方法得到机翼在平衡位置附近的振动方程,采用ONERA半经验的非定常失速气动力模型,获得机翼在平衡位置附近的非线性失速颤振分析方程.最后,利用谐波平衡法求解并判定机翼颤振稳定性.通过算例,首先验证了算法的正确性,然后研究了几何非线性对失速颤振的影响,并讨论不同的复合材料铺层方式导致机翼失速特性的改变.     

斜交主元分析方法及其在故障诊断的应用

针对主元分析（PCA）方法的特点，对其进行了拓展性研究。该方法针对主元分析的主元是正交的，而主元代表的现实事物的基本特征间往往存在一定的相关性。因此提出了斜交主元分析方法，并对斜交主元分析方法的理论体系及其应用进行了初步的探讨。     

低速风洞绳牵引并联支撑系统的机构与模型姿态控制方案设计

首先介绍作为风洞试验中新型"软式"支撑系统的绳牵引并联支撑系统;其次,在给定的设计要求下,依据缩比模型所需运动,探讨绳牵引并联支撑系统的设计原理,并提出详细的设计步骤,得到了一个8根绳牵引的RRPM:WDPSS-8,使缩比为1∶40的F-15E模型可实现的俯仰角达-79°~71°、滚转角达-90°~90°、偏航角达-38°~39°;最后,在建立系统的动力学模型的基础上,采用基于绳长关节空间的驱动力矩控制器的位置控制方案来进行缩比模型的姿态控制,并用Lyapunov函数证明缩比模型在该控制规则下的运动稳定性。