基于准定常的飞行器动导数的高效计算方法

结合工程设计经验和工程计算方法,针对飞行器动导数计算方法展开研究。基于求解准定常欧拉方程发展了一种适合于亚跨超声速状态下,任意气动外形气动导数的高效计算方法,并将计算结果与一般非定常方法的求解结果以及国际标准实验数据进行了对比,研究结果表明该方法结果可靠、效率较高。     

二维空腔超声速流动特性及形状影响数值研究

内埋式武器装载是实现战斗机隐身、超声速巡航和高机动性能的综合选择,已逐步成为新型战斗机武器装载的发展趋势。采用雷诺平均N-S方程和S-A湍流模型,模拟了矩形空腔和非矩形空腔的流动特性。通过分析空腔的流线图、压力云图和底部压力分布曲线,可知长深比是影响空腔流动类型和流动特性的关键因素,改变空腔后壁倾角、底面斜坡角度和前壁倾角对回流区结构及压力分布特性有明显影响。     

用隐式多重网格法计算实用外形无粘绕流

网格展弦比的好坏严重地影响多重网格的效率。文中细致地处理了多重网格算法的细节,了网格展弦比的影响,发展了一种计算实用外形绕流的隐式多重网格解法,计算效率提高了５倍。     

导弹运动方程的逆解析解

针对在采用反馈线性化理论设计导弹飞行控制系统时控制器算法对导弹逆模型的要求 ,推导了导弹运动方程的逆解析解 ,包括导弹质心运动的运动学方程及其动力学方程的逆解析解、姿态运动的运动学方程及其动力学方程的逆解析解 ,详细给出了逆模型的求解过程 ,为一类飞行控制系统运用全局线性化设计奠定了基础。最后 ,结合工程应用进行了仿真计算 ,仿真结果表明逆解析解的推导是正确的     

疲劳应力变幅的断口反推研究

通过对18Cr2Ni4WA钢在不同应力比和不同载荷下的疲劳裂纹扩展速率试验,拟合得Paris关系式,然后对试验断口进行疲劳条带宽度S(微观裂纹扩展速率)测量,将疲劳条带宽度值代入拟合的Paris关系式中,反推计算断口试样的疲劳应力变幅.结果表明,疲劳条带宽度只在疲劳裂纹扩展的一定阶段与宏观裂纹扩展速率相等,选择该阶段的数据点进行疲劳应力变幅反推计算,相对误差在10%以下;数据点是否位于宏、微观裂纹扩展速率相等的阶段,可由S～yπa双对数座标S形曲线判定,并发现由于裂纹扩展速率的误差传递系数小于0.5,计算结果对裂纹扩展速率测量的相对误差不敏感.     

马尔可夫更新方程的迭代算法研究

冷储备系统的动态结构变化使得系统可用度分析必须基于瞬态求解,针对频域两部件冷储备系统马尔可夫更新方程解算困难的问题,提出基于时域伏尔特拉方程的迭代算法,证明了该迭代方程的唯一性和收敛性,并给出迭代算法的误差分析.理论和实例分析表明,当冷储备系统部件的工作寿命和维修时间分布是有界函数时,利用迭代算法可以容易实现时域马尔可夫更新方程的求解.      

中心对称平面三连杆的同步运动

研究中心对称平面三连杆的运动.该模型是常见的力学系统,可以近似描述外层空间中弱引力条件下带有太阳能板的卫星的运动状况.然而,由于该系统是不可积系统,一般的运动状况比较复杂.在本文中对该模型建立Lagrange运动方程,主要研究其同步运动,求出同步运动的精确解,并分析其运动规律,证明了在一定条件下存在周期解.本文的结果为进一步研究该系统的在同步运动附近的复杂性打下了基础.      

基于双星系统定轨的数学方法

通过对双星系统定轨原理的分析,结合卫星的动力学模型,采用联合多时刻观测系统的数据融合方法,得到了一种解算卫星轨道状态的解析方法,同时还给出了误差传递方式。该方法不需要标称轨道,计算方便。理论分析和仿真计算表明,方法确实可行,且定轨精度有所提高。     

欧拉—庞卡莱方程在“和平号”太空站姿态恢复分析中的应用

1997年因"进步号"飞船与空间站对接时发生意外碰撞而使得姿态失去控制,从而导致太阳翼无法朝向太阳而获得能量。使用欧拉方法和四元数方法建立运动学方程,通过欧拉—庞卡莱方程建立动力学方程来分析其姿态恢复的运动过程,研究得出太阳翼能够重新得到光照的可行性方案。     

基于Euler方程的三维机翼厚度与扭角优化设计

使用Euler方程作为流场解算器,结合Powell算法,讨论了在确定的机翼平面形状和翼型的条件下,以最大升阻比为目标的三维机翼截面翼型最大厚度与扭角的优化设计.设计中以机翼沿展向0.1,0.2,0.3,0.8,1.0倍半展长的翼剖面的厚度作为优化控制量,再选取翼梢剖面的扭角增量为第6个控制量,对机翼作了数值优化设计计算,得到了在亚音速时具有相对较大升阻比的机翼其厚度及扭角的优化分布.针对Lockheed-AFOSR Wing B的亚临界和超临界算例结果表明,厚度的非线性分布和负的扭角会改善机翼流场的流动状态,使机翼的升阻比得到提高,优化设计方法是可行的.