涡轮叶片疲劳-蠕变寿命稳健性优化方法

为了清晰地反映涡轮叶片的疲劳-蠕变交互作用,提高寿命预测结果的准确性及可靠性,并改善涡轮叶片疲劳寿命对随机变量的敏感程度,分别采用Manson-Coffin公式和Larson-Miller方程计算了涡轮叶片的低循环疲劳寿命和蠕变持久寿命,利用修正的时间-寿命分数法计算了涡轮叶片疲劳-蠕变损伤,在此基础上,将响应面法(RSM)与果蝇优化算法(FFOA)相结合,考虑载荷、材料参数、疲劳-蠕变交互程度的不确定性,对涡轮叶片疲劳寿命进行了稳健性优化设计。优化结果表明:涡轮叶片疲劳-蠕变小时寿命的概率区间减小了8.48%,验证了该优化方法的工程可行性。     

军用危险品航空运输装卸保障风险预测 ac

针对军用危险品航空运输装卸保障过程中的风险问题,根据军用危险品航空运输装卸保障理论与实际,梳理出影响军用危险品航空运输装卸保障的因素,建立了影响因素层次模型。针对影响因素的不确定性,将模糊集理论应用到贝叶斯网络中去,建立了基于模糊贝叶斯网络的军用危险品航空运输装卸保障风险预测的数学模型。最后,将实例中的节点证据输入到模糊贝叶斯网络中,对保障风险进行推理,验证了模型的有效性和实用性。     

高能电子对地球同步轨道卫星的影响分析

为了厘清在轨GEO(Geosynchronous Earth Orbit,地球同步轨道)卫星不时出现异常的原因,提高卫星执行任务的可靠性,首先从机理上介绍了空间环境中的地球辐射带及高能电子的情况,引出GEO卫星所处恶劣空间环境的现实;其次基于我国SEPC(Space Environment Prediction Center,国家空间环境预报中心)以及NSMC(National Satellite Meteorological Center,国家卫星气象中心)的空间环境月报资料,结合某GEO环境业务卫星故障的实际数据,经统计归纳,分析得出了地球辐射带中的高能电子是导致GEO卫星发生故障的主要原因;最后按照事例技术分析、常规按需预报和特殊情况下的实时预报等3个层次对高能电子预报方法进行了初步探讨。通过分析可以看出,为提高卫星完成任务的可靠性、降低长期管理风险,需要加强GEO卫星所处空间环境高能电子的预报工作。     

基于灰色近似支持向量机的加速度计参数预测

温度、振动等环境载荷使得石英挠性加速度计参数产生漂移,直接影响了惯导系统的测量精度和性能,石英挠性加速度计参数变化趋势为非线性的,很难用常规的建模方法进行趋势预测。基于灰色理论适合进行小样本、贫信息不确定型系统建模以及近似支持向量机不需要求解二次规划就能求得非线性模型参数的优点,提出了基于灰色近似支持向量机进行石英挠性加速度计参数预测的方法。为了验证该方法的有效性,针对自然贮存的加速度计进行了固定周期的参数标定,结果表明灰色近似支持向量机具有很好的预测效果。     

Comparison of peak characteristics of F2 ionospheric layer over Tehran region at a low solar activity period with IRI-2001 and IRI-2007 models predictions

In the present work values of peak electron density (NmF2) and height of F2 ionospheric layer (hmF2) over Tehran region at a low solar activity period are compared with the predictions of the International Reference Ionosphere models (IRI-2001 and IRI-2007). Data measured by a digital ionosonde at the ionospheric station of the Institute of Geophysics, University of Tehran from July 2006 to June 2007 are used to perform the calculations. Formulations proposed by  and  are utilized to calculate the hmF2. The International Union of Radio Science (URSI) and International Radio Consultative Committee (CCIR) options are employed to run the IRI-2001 and IRI-2007 models. Results show that both IRI-2007 and IRI-2001 can successfully predict the NmF2 and hmF2 over Tehran region. In addition, the study shows that predictions of IRI-2007 model with CCIR coefficient has closer values to the observations. Furthermore, it is found that the monthly average of the percentage deviation between the IRI models predictions and the values of hmF2 and NmF2 parameters are less than 10% and 21%, respectively.     

小不对称物体配平性能风洞实验研究

用阶跃响应法,在风洞中测量小不对称物体配平性能的实验原理、实验装置、数据处理及部分实验结果。 模型支承于空气静压轴承。在模型内部设有电磁机构,在一次吹风中,可以阶跃方式多次提供不对称量。由高精度、非接触的感应同步器数字测量模型俯仰角变化历程。用修正Newton-Raphson法处理数据,求出小不对称量引起的配平角δ_o、俯仰力矩C_mo和气动刚度C_ma、气动阻尼C_mq等参数。 对11°斜切锥,钝度比分别为0.06及0.16的模型进行了风洞实验。实验M数为33.5和4。实验结果表明,所采用的实验原理、设备及方法可提供较好的精度及分辨率。实验还求出了配平性能(δ_o,C_mo)以及C_ma,C_mq随M数的变化。     

现代飞机俯仰跟踪时诱发振荡预测分析

根据飞机纵向ＰＩＯ的特点，提出了预测分析ＰＩＯ所用的人－机闭环系统数学模型，其中飞机采用等效系统数学模型，驾驶员操纵采用ＭｃＲｕｅｒ模型，参数按地面人－机模拟飞行跟踪试验确定，集中介绍了四种飞机纵向ＰＩＯ预测准则，Ｓｍｉｔｈ－Ｇｅｄｄｅｓ准则，修正带宽准则，增益，相位裕度准则，Ｎｅａｌ－Ｓｍｉｔｈ原则，并提供了相应的计算方法。     

飞机纵向驾驶员诱发振荡灵敏度分析

采用系统灵敏度理论，以修正的带宽准则，增益和相位裕度准则以及Ｎｅａｌ－ｓｍｉｔｈ准则等飞机纵向驾驶员诱发振荡（ＰＩＯ）预测准则作为系统指标，建立了参数变化对诱发振荡预测指标影响的灵敏度公式，以ＪＪ７飞机为例，给出了飞机，操纵系统及驾驶员参数上述指标影响的灵敏度，根据计算结果进行了ＰＩＯ参数敏度预测分析，同时与数值仿真结果进行了对比分析。     

一种尾流消散动态预测的改进算法

尾流间隔是增大跑道容量的主要限制因素之一，为了在保持安全水平的前提下有效地增大跑道容量，可以对尾流消散进行动态预测，并据此缩减尾流间隔。研究了一种尾涡消散动态预测算法，该算法考虑了真实大气的大气分层、湍流、侧风、迎面风、风切变以及地效影响，并用一阶后向差分对该算法进行了离散化改进；在改进算法的基础上，时进近阶段尾流的消散在Matlab中进行了仿真计算；计算结果复现了尾涡的下沉现象和侧风对尾涡传输的线性累积效应。     

A Structured Mesh Euler and Interactive Boundary Layer Method for Wing/Body Configurations

To compute transonic flows over a complex 3D aircraft configuration, a viscous/inviscid interaction method is developed by coupling an integral boundary-layer solver with an Eluer solver in a ＂semi-inverse＂ manner. For the turbulent boundary-layer, an integral method using Green＇s lag equation is coupled with the outer inviscid flow. A blowing velocity approach is used to simulate the displacement effects of the boundary layer. To predict the aerodynamic drag, it is developed a numerical technique called far-field method that is based on the momentum theorem, in which the total drag is divided into three component drags, i.e. viscous, induced and wave-formed. Consequently, it can provide more physical insight into the drag sources than the often-used surface integral technique. The drag decomposition can be achieved with help of the second law of thermodynamics, which implies that entropy increases and total pressure decreases only across shock wave along a streamline of an inviscid non-isentropic flow. This method has been applied to the DLR-F4 wing/body configuration showing results in good agreement with the wind tunnel data.