层合板多钉连接载荷分配均匀化方法

采用三维有限元方法,对不同钉孔配合下复合材料与金属铝板多钉双搭接的载荷分配进行计算,结果表明,通过在大载荷孔上采取间隙配合及小载荷孔上施加干涉配合的方法可显著影响多钉连接载荷分配,使得各钉载荷趋于均匀.     

平尾尾容系数对飞机俯仰敏捷性的影响

研究了平尾容系数对飞机俯仰敏捷性尺度的影响,这些尺度包括加载／卸载时间,最大正／负过载变化率,最大上仰／下俯机运范围内的俯角速率,对比计算表明:较大的尾容系数可获得较高的俯仰敏捷性,而在同一容系数下,较大的平尾面积可比较大的平尾力臂获得更高的俯仰敏捷性。另外,平尾面积和平尾力臂的影响只有一定范围内最显著,故在设计时需进行综合考虑。     

Effects of adiabaticity and non-adiabaticity of dust charge fluctuation on the propagation of the dust ion acoustic waves in inhomogeneous dusty plasma

A theoretical investigation has been made for adiabatic positive and negative dust charge fluctuations on the propagation of dust-ion acoustic waves (DIAWs) in a weakly inhomogeneous, collisionless, unmagnetized dusty plasmas consisting of cold positive ions, stationary positively and negatively charged dust particles and isothermal electrons. The reductive perturbation method is employed to reduce the basic set of fluid equations to the variable coefficients Korteweg–de Vries (KdV) equation. Either compressive or rarefactive solitons are shown to exist depending on the critical value of the ion density, which in turn, depends on the inhomogeneous distribution of the ion. The dissipative effects of non-adiabatic dust charge variation has been studied which cause generation of dust ion acoustic shock waves governed by KdV-Burger (KdVB) equation. The results of the present investigation may be applicable to some dusty plasma environments, such as dusty plasma existing in polar mesosphere region.     

座舱瞬态热载荷的计算方法

建立了近似数学模型和介绍了近似计算方法。建立近似数学模型的方法是,先把座舱结构按照等温面划分为许多部分,然后把每一部分看作一个等温体导出它的传递函数。近似计算方法是,对于具有内部温度梯度的结构部件,先按照时间常数等于计算步长的原则把它划分为许多部分,然后把每一部分的惯性环节传递函数近似成为延迟环节传递函数,从而使这些部件的温度计算简化为乘和加的运算。     

基于三维特征线法的尾喷管设计方法研究

提出了一种基于三维特征线法的单边膨胀喷管型面生成方法,以进一步提升高超声速喷管的气动性能。采用三维数值模拟方法,对比分析了基于三维和二维特征线法设计的三维单边膨胀喷管的特性,观察到两者型面的差异主要体现在周向壁面,在典型的飞行工况下,基于三维特征线法设计的喷管气动性能更优,其中轴向推力系数均提升0.45%以上,升力系数均提升8%以上。进一步考虑变比热的影响,完成了变比热三维单边膨胀喷管设计,与定比热三维单边膨胀喷管进行了对比分析,两种喷管型面差异明显,变比热三维单边膨胀喷管的面积比明显减小,气动性能显著提升,尤其升力系数在典型的飞行工况下增幅均超过50%。     

变结构方法在导弹控制中的应用

本文针对模型参数大范围变化的反舰导弹控制问题,将变结构控制方法作了成功的应用。通过在滑动模态曲面附近引入切换区,使抖动现象削弱;在控制受限情况下,改变滑动误差反馈增益,使系统具有很快的收敛速度。该方法应用于某型反舰导弹控制,仿真结果证明系统能够适应大范围参数变,并具有良好的动态性能和强鲁棒性。     

结合局部次流循环的变几何轴对称进气道研究

针对常规定几何轴对称进气道在低马赫数工作时流量系数低、溢流阻力大的问题,提出了一种结合局部次流循环的变几何轴对称进气道,其通过平移进气道一级锥并引入局部次流循环重构前体激波系相结合的方法,保证了进气道在较宽马赫数范围内的流量捕获能力。通过仿真方法验证了这一设计概念的可行性,并与常规定几何轴对称进气道进行了性能对比。结果表明:该新概念可调轴对称进气道在低马赫数工作时具有良好的流量捕获性能,并且在整个工作范围内保持了较高的总压恢复性能。与按传统方法设计的定几何轴对称进气道相比,其流量系数和总压恢复系数在工作范围内的最大改善幅度分别达到27.45%和14.31%。此外,选择合适的非控制状态贴口马赫数对该设计概念的实现效果具有明显的影响。     

固体火箭飞行静载荷计算的偏差使用方法优化

新型固体火箭对提升运载效率的需求日益强烈,由此发展出一些以提升载荷设计精度为目标的载荷优化方法,可有效实现结构的减载减质。现有优化方法仅考虑单项偏差,未考虑各项偏差间的匹配性和传递过程的合理性,很大程度上限制了载荷设计精度的进一步提升。梳理和分析了载荷计算过程涉及的多项参数偏差,提炼出原始偏差和过程偏差的概念,指出了传统方法在偏差使用及传递过程中的不合理。在此基础上,充分结合新型固体火箭的研制特点,改进了偏差的使用方法,降低了过程偏差对载荷计算精度的影响。结果表明该方法可有效提高载荷设计精度、准确性和效率。     

热载与进口气流条件对柱肋通道换热的影响

目前关于燃气涡轮叶片冷却的实验研究多数是在常温常压进口气流和低壁温条件下进行的,而实际燃气涡轮叶片的冷却气流为来自于压气机的高温高压空气,且涡轮叶片壁面热载（定义为加热壁面壁温与冷却气流进口温度之比）很高。为了掌握热载与进口气流条件对于涡轮叶片尾缘内部冷却通道的冷却效果的影响,本文在考虑空气物性随温度变化的情况下,采用数值模拟方法进行了相关的计算和分析。计算选取了两种进口气流条件（常温常压、高温高压）,热载为1.1-1.9,进口气流雷诺数为5×103-1×105。计算结果表明,进口气流雷诺数一定的情况下,随着热载的增大,通道内换热能力降低,流动阻力系数增大;与常温常压进口气流条件相比,高温高压进口气流条件导致通道努塞尔数降低,并且努塞尔数在高热载条件的降低更为显著;在进口气流雷诺数为60000的条件下,高温高压进口气流、热载为1.9的条件下通道的努塞尔数比与常温常压进口气流条件、热载为1.1条件下通道的努塞尔数降低了15.8%,且随着进口气流雷诺数的提高,通道换热的削弱程度进一步增大。本文的研究表明,涡轮叶片的冷却设计必须考虑叶片冷却的实际条件,并对实验数据结果进行合理修正。     

小孔漏气燃气弹射内弹道模型研究

针对水下变深度导弹发射问题,提出了通过调节小孔漏气量进而调节发射能量的水下变深度燃气弹射方案。针对该方案的内弹道计算问题：通过三维模型数值仿真与零维模型理论计算的结果比对获取了燃气通过小孔的流量系数;基于小孔流量系数和传统燃气弹射内弹道模型,形成了小孔流动控制模型、低压室零维内弹道模型,最终建立了小孔漏气燃气弹射装置内弹道模型。内弹道模型仿真与实验结果的比对结果表明,该内弹道模型在上下低压室压强峰最大误差小于5%,能满足工程计算精度要求;同时基于该模型进行了内弹道调能研究,结果表明通过调节小孔截面积可以有效的实现导弹变深度发射。