旧道面结构参数代表值的确定方法

军用机场水泥混凝土道面设计规范，素混凝土加厚层设计中，旧混凝土道面结构参数，采用的是现场测试值的平均值。该值具有某些不准确性或误差，会影响设计的可靠性。本文提出采用按数理统计原理计算区段或全场道面测试参数值的代表值。用十个机场旧道面测试数据进行计算分析，并简述了其方法和要求。     

防空导弹侧向姿态变结构控制研究

垂直发射的防空导弹在快速转弯时引起大攻角，从而导致弹体气动参数非线性变化和三通道交叉耦合。对非线性和交叉耦合作等效处理后，应用部分状态反馈和变结构控制方法设计了一种侧向姿态变结构控制系统。数字仿真结果表明：变结构控制器在一定程度上，快速性和鲁棒性均优于传统PI控制器。     

无限大薄板中弯曲波的声辐射研究

介绍了无限大薄板中弯曲波的声辐射机理，推导了无限大薄板的辐射声压计算公式，得到了无限大薄板弯曲波结构声强与辐射声强的关系表达式，并给出实验测量和理论计算结果验证了理论的正确性，为进行结构声辐射研究提供了思路和方法。     

高速飞行器壁板颤振分析的研究进展

壁板颤振是壁板结构在高速气流中发生的一种自激振动现象，特别是超音速和高超音速飞行器上特别容易发生这种现象。壁板颤振引发的非线性振动将对高速飞行器结构的疲劳强度、飞行性能和飞行安全带来不利的影响。随着高速飞行器研发工作的开展，壁板颤振问题将得到越来越多的重视。根据目前国内外高速飞行器壁板颤振的研究现状，介绍了壁板颤振的六种分析模型并从结构理论和气动力理论出发详述了这种分类的依据。阐述了温度、气流偏角、壁板几何尺寸及边界条件对壁板颤振的影响规律。并介绍了目前用于分析壁板颤振问题的频域和时域方法并总结了各种分析方法的优缺点。最后归纳了目前对高速飞行器壁板颤振研究得出的几个重要结论，提出了今后在高速飞行器壁板颤振研究中需要解决的若干问题。     

基于有限元模型的飞行器柔性附件分散化滑模控制

研究分散化滑模控制在大型柔性附件振动控制领域中的应用。在设计控制系统时,滑模控制滑模面通过最小化最优价值函数得到,控制器采用饱和控制器。受控系统受到任意不可测量和不确定性外部扰动以及初始位移。分别利用分散化控制和集中控制方法对结构进行控制,仿真结果表明,当具有初始位移或受到不确定性外扰时,分散化控制非常有效。最后研究表明分散化控制方法所求解的Riccati方程数量远远少于集中控制方法,特别是大系统。     

发散孔结构参数对横向波纹表面气膜绝热冷却效率的影响

针对加力燃烧室特定横向波纹结构的隔热屏发散冷却进行数值模拟,主要研究发散孔孔节距、孔径以及开孔率等3个结构参数对发散冷却效率的影响。结果表明:由于处于波纹波谷的相邻气膜射流更易于形成相干,从而在波谷形成更强的集聚效应,造成波谷附近的绝热壁面温度低于波峰区域;在相同的壁面单位面积冷气用量下,减小孔径、增大开孔率均显著改善气膜冷却效率,尤其是在发散气膜的前排起始段;发散孔流向节距大于展向节距的长菱形排布相对较优,但在小吹风比下发散孔排布节距比对展向平均绝热冷却效率的影响非常微弱。      

局部及全叶高合成射流对高速压气机静叶栅流场结构的影响

数值研究了合成射流控制高速压气机静叶栅吸力面角区分离,对比分析了不同射流结构对叶栅内流场结构及气动性能的影响。研究结果表明:合成射流通过周期性地吹气和吸气推迟角区分离、降低总压损失,由于吹气和吸气阶段的作用效果不同,使得叶栅出口损失系数的改善效果呈现出周期性波动。合成射流对通道涡以及角区二次流的有效控制是其取得良好控制效果的关键,当冲角为2°时,局部、全叶高方案最大可使总压损失系数分别降低22.2%和23.8%。由于局部叶高方案无法控制叶展中部的流动,造成该区域的尾迹损失增大,从而导致其流动控制效果弱于全叶高方案。两种射流结构都具有良好的变工况适应特性,全叶高方案在大冲角时逐渐体现出其优势,当冲角为4°时,总压损失系数的改善幅度相比局部叶高方案提高了2.8%。      

热冲击后气膜冷却叶片结构强度流固热耦合仿真

研究了冷气流量对气孔周围热应力的影响,为气膜冷却叶片可靠性设计提供参考。改变气孔的孔径,并建立有限元模型,结合有限元/边界元理论,通过流固热三场耦合技术获得热冲击后的叶片最大温度、温度不均衡程度及最大热应力。研究表明:增加冷气量有利于改善叶片冷却效率降低叶片温度,但也会使叶片温度不均衡程度增加,加剧尾缘气孔内的热应力载荷;增加前缘气孔直径可提升66%的平均冷却效率,有利于减缓气孔内的热应力,增加尾缘气孔的直径对冷却效率及热应力的影响均较小。此外,数值计算结果与试验及解析解较为吻合,对于气膜冷却叶片结构设计具有参考价值。      

航空发动机工作分解结构（WBS）构建方法

针对航空发动机研发项目技术高、周期长、投入大的特点,提出了1种面向全生命周期产品研制的航空发动机工作分解结构构建方法。该方法依据系统工程的理念,充分考虑了航空发动机研究所的管理模式特点,给出了航空发动机工作分解结构的构建原则、架构、工作类型和单元说明等相关内容。通过在实际发动机研制项目中的应用,证明该方法合理、有效,提高了工作分解的完整性、合理性,增强了计划管理的可执行性,能够为项目管理提供相应的信息支撑。