基于结构自由振动的模态参数直接频域识别

论证了结构自由振动的有限离散频谱可以作为结构频响函数而直接用频域法识别结构模态参数,实现了时域和频域识别技术的有机结合。仿真和实际结构的识别试验证明了这一论证的正确性。     

机翼的动态分离流动特性

本文对两个机翼等速上仰及下俯的动态分离流动特性在水槽中进行了流态研究。结果表明，动态滞后效应与折算频率关系很大。转轴位置对动态滞后的影响与增加上爷角速度的作用有某种相仿的效应。机翼的初始迎角对动态流动特性有不可忽视的“遗传”效应。     

外挂副油箱中油液惯性特性的工程处理方法

提出了外挂副油箱中油液惯性特性的工程处理方法。在不同的油箱细长比、尺度比、油液深度和振荡频率下进行了系统的试验 ,得出了比较简单的油液在不同运动状态下的当量惯性系数。用这些当量系数对某型飞机进行了机翼 -外挂副油箱的动力特性计算 ,结果与试验吻合良好     

用准静态“移动奇异元法”模拟 DCB模型的动态裂纹扩展

 近10年来,随着对动态断裂问题的深入研究,出现了众多针对动态裂纹扩展的计算模型,但它们都存在着一定的缺陷。对动态裂纹扩展问题,计算模型的成败取决于解决该问题的变分方程、扩展的模拟方法以及对动态裂纹附近的应力、应变场的表达是否合理。但文献所用的常规元、文献对裂纹扩展使用的“逐步节点力释放”法和文献采用的变分方程“energy consistent variational statement”都存在着某些不合理因素,因此计算结果不很理想。另外,由于模拟裂纹扩展的计算量非常之大,如何在保证精度的前提下节省计算时间也是需要进一步解决的问题。本文力求通过采用新的变分方程、新的奇异元、利用文献的扩展模拟方式克服以上存在的种种不足。     

在匀速扩展剪切载荷作用下1/4空间的动力响应问题

 本文采用自相似方法第一次以封闭形式给出了在匀速扩展剪切载荷作用下1/4空间的动力响应,探讨了冲击波产生和发展的条件,以及在超高速冲击下材料破坏的不同机理。     

计及单元质量连续性和变截面特性的传递矩阵法

 <正> 转子-支承-机匣系统动力特性分析有限元法在分析中可以计及单元的质量连续分布特性和变截面特性,利用这一特点来改进工程中目前常用的等直截面无质量杆传递矩阵法(以下简称方法2)即可得到计及单元的质量连续性和变截面特性的传递矩阵法(以下简称方法1)。有限元法用于旋转机械动力特性分析时所采用的基本单元常为2结点杆单元或壳单元。     

鸟撞载荷下Y12飞机前风挡非线性动力响应分析

 本文利用VEP系统对Y12飞机6mm和8mm厚的前风挡上三点,在0.91kg鸟以56～61m/s撞击下的非线性动力响应进行了数值分析,并与实验结果进行了比较,其中二点情况与实验符合很好。     

双转子发动机含喘振的动态模型

为了满足现代飞机高性能的要求,应尽可能提高发动机的最大推力,从而使压气机喘振裕度下降。当发动机遇到恶劣的工作条件时,如飞机机动飞行引起进气道畸变,加力燃烧室点火,发动机吸进发射火炮或导弹产生的废气等,可能引起发动机气动力不稳定,即喘振或失速。喘振时,压气机出口总压和流量出现大幅度振荡,涡轮前总温急剧上升,发     

双框架MSCMG框架伺服系统的动力学解耦及扰动补偿

双框架磁悬浮控制力矩陀螺(MSCMG)框架伺服系统是一个多变量、强耦合、非线性的复杂系统,针对耦合力矩对框架系统速率伺服性能的影响,以及框架系统动力学解耦之后存在残余耦合、卫星运动引起的牵连力矩和非线性摩擦的问题,提出了微分几何法与扩张状态观测器(ESO)相结合的高精度控制方法,在线性化解耦的基础上对残余耦合、牵连力矩及非线性摩擦进行观测补偿以提高框架伺服系统解耦及速率跟踪性能。仿真结果表明、由耦合力矩引起的内、外框架速率波动最大值分别从0.18(°)/s和0.12(°)/s减小到5×10^-3(°)/s和4×10^-3(°)/s,内、外框架正弦角速度跟踪误差分别从0.18(°)/s和0.19(°)/s减小到0.005(°)/s和0.004(°)/s。所提出的方法实现了框架伺服系统的动力学解耦以及非线性摩擦和牵连力矩的补偿,提高了框架系统的解耦性能和速率伺服精度。     

稳定性导数计算方法研究

稳定性导数的准确计算对于飞行器的操稳特性具有重要意义.应用计算流体力学(CFD)方法中的非结构化动网格技术建立能够模拟飞行器做周期性俯仰运动的强迫振荡法,以国际动导数标模Finner导弹为验证算例,获得不同马赫数下俯仰力矩系数的迟滞环曲线,进而计算Finner导弹在不同马赫数下的静稳定性导数和动稳定性导数.结果表明:本文计算得到的俯仰静稳定性导数与试验数据非常接近;在亚音速和超音速范围内,动稳定性导数计算结果与试验值很接近,但在跨音速范围内,本文计算结果与试验曲线的规律性一致,但误差较大.