大机动飞行中孤立旋翼的非定常空气动力模型

为提高旋翼他轴响应的预测,气动模型应当计入机动旋翼的尾迹畸变效应,而准确表示尾迹弯曲参数Kn是关键。为表达机动导致的各种效应,增广Peters-He有限状态尾迹模型可以吸收随飞行状态变化的Kn值。根据烟流实验,该参数随旋翼前飞速度、拉力和机动角速率而变化。旋翼的空气动力实验表明,旋翼轴接受准阶跃输入后,同轴及他轴的空气动力响应有过冲,且俯仰速率愈大,过冲幅值愈大。理论和实验结果的对比显示,为了正确计算机动飞行中的旋翼气动力,特别是操纵的他轴响应,应在模型中采用随状态变化的尾迹弯曲参数Kn。此外,在当前模型基础上联合动态尾迹畸变模型,计算出的旋翼力和力矩更接近试验数据。     

助推器支承的火箭地面风载荷非定常气动系数（上）

根据新一代运载火箭CZ-5及其动力学相似缩比模型的助推支承、两个弯曲模态主方向的模态参数有显著差别的特点,推导了火箭地面风载荷在模态主方向的非定常气动弯矩系数,给出了非定常气动弯矩的计算方法,并通过坐标转换,得到风轴气动弯矩系数的计算公式。将非定常气动弯矩系数中与动特性有关的参数统称为动态弯矩因子,从而统一了所有类型火箭的地面风载荷非定常气动弯矩系数的计算公式。此外为简化助推器支承火箭地面风载荷的试验方法,给出了气动加速度和位移系数的计算方法,提出了加速度因子和动态位移因子的概念。通过对CZ-5缩比弹性模型的动特性和弯矩因子的计算,分析了支承筒和不同构型模型的影响,并根据各阶弯曲模态对应的不同响应因子的变化,证明了地面风载荷试验只计及一阶模态的合理性。建议采用弯矩和位移测量数据分析非定常气动系数,不宜直接采用加速度数据计算气动系数。     

飞机风挡鸟撞动响应分析方法研究

建立了鸟体模型和风挡玻璃破坏准则 ,形成了一套完整的风档鸟撞动响应分析方法。并对某风挡进行了鸟撞动响应分析 ,得出了鸟的运动轨迹以及风挡玻璃的鸟撞临界速度 ,经与实验结果比较 ,两者吻合较好。     

基于ADS-33的直升机纵向操纵响应研究

美军航标ADS—33E—PRF对直升机操纵性的评价方法进行了重大革新，用带宽及相位滞后、动稳定性和快捷性来评价直升机的操纵性。本文首先对ADS—33E—PRF中有关带宽和相位滞后、动稳定性及快捷性的要求和指标进行分析讨论；建立了带宽和相位滞后、动稳定性及快捷性的计算模型，计算模型为线性模型并计入了操纵机构对带宽和相位滞后、动稳定性及快捷性的影响。最后，计算了样例直升机纵向通道的带宽和相位滞后、动稳定性及快捷性，并给出了样例直升机纵向通道的操纵性品质等级。结果表明本文提供的方法能合理地评价直升机的操纵性。     

优化的GM(1,1)模型及其适用范围

在已有灰色理论的基础上,利用“最小二乘法”确定GM(1,1)白化权函数的时间响应函数中的常数c,摈弃了传统GM(1,1)把原始序列中x^(0)(1)作为初始条件的欠科学的做法,构建了时间响应函数的优化模型。经大量的数据模拟和预测,发现优化的GM(1,1)模型各项指标均优于传统的GM(1,1)模型,且拓宽了其适用范围。     

直升机阵风响应缓和控制律设计

阵风响应缓和研究对于具有强耦合和振动的直升机非常重要，阵风扰动不仅影响直升机的乘座品质和武器投放精度，而且影响直升机的疲劳载荷和强度。本提出直升机抑制阵风扰动的最优控制律设计方法。优化性能指标要求在阵风扰动下驾驶员处法向过载、飞机姿态变化以及控制信号能量损耗最小。最终所综合的系统工程实现简便，只需在直升机姿态控制系统基础上增加垂直升降速率反馈通道即可。最后使用C语言实现控制律并进行半物理仿真。仿真结果表明，控制律优化及数字化实现的效果是令人满意的。     

非接触光测物体大位移研究

提出了一种非接触光学法－单光栅双图像法测量物体位移的新技术，利用两个正交的图像记录系统，在试件作大位移后，记录被平行多光束照射形成的光点所覆盖的试件的图像，借助于记录光路系统几何表数，可建立一联立方程组。解此方程组，就可得到被测物体上诸光点所表示的测点的位移大小和坐标值，文中还论述了度件图上测点位置的确定和修正方法，导出了被测物休图像负片上测点的实际坐标的计算公式，实验结果证明，本文提出的测量理论是正确的。     

运载火箭/航天器耦合分支模态综合法(下)

将运载火箭作为主结构、航天器作为分支子结构,分别采用自由界面模态展开定理和固定界面模态展开定理,导出分支模态综合法,进行运载火箭/航天器组合模型响应分析。进而,采用界面约束模态质量的界面加速度,导出航天器载荷估计方法,这时的运载火箭与航天器连接界面可以是静定的或静不定的。当仅考虑连接界面是静定的情况,界面约束模态质量将退化为界面刚体质量,导出采用刚体界面加速度的航天器载荷估计的方法,这个方法所导出的公式与Chen的方法完全相同,而Chen方法的公式是由有限元法导出的。提出一种航天器载荷瞬态分析新技术:一个以前的运载火箭/航天器组合系统的载荷分析结果可以用来获得被相同的运载火箭发射的新航天器结构的动态载荷,这种方法比Chen的"恢复瞬态分析"方法更简便。     

基于响应面近似模型的拉延筋优化

首先以等效拉延阻力为设计变量,通过均匀拉丁方实验设计构造拉延筋响应面近似模型;然后以最佳成形效果为约束条件,选用二次序列规划法与混合整数规划结合的方法,得到了拉延筋参数优化结果。通过对某车型侧围内上板拉延模拉延筋的优化,验证了该方法的有效性。     

基础隔震体系地震反应特征与方案优选

隔震建筑采用水平剪切型模型,隔震体系为橡胶垫、滑移和并联基础隔震系统,隔震层模型采用双线性滞回模型。研究了在不同隔震层屈服剪力和隔震周期时,不同隔震系统对结构地震反应的影响。研究表明,对于规则型隔震结构,经合理设计的并联隔震结构兼具橡胶垫和滑移隔震体系的优点,为优选方案。以一实际工程为例,分析了竖向不规则隔震结构的地震反应特点。研究表明,对竖向不规则结构,橡胶垫隔震体系为优选方案。