带动力模型自由飞试验研究（螺旋桨飞机）

主要阐述带动力模型自由飞的技术难题，诸如相似准则、螺旋桨的动力模拟及滑流模拟、陀螺力矩的模拟、燃油变化对尾旋试验的影响以及模型的起飞与回收等问题。最后，以ＣＪ—６及Ｎ—５飞机带动力模型自由飞的失速／尾旋试验为例，说明解决问题的有效性。试飞证明，试验结果与真实飞机的结果相关性好。     

油液晃动及箱体耦联振动计算方法研究

 本文给出了油箱晃动响应的力学-数学模型。由于妥善处理了非线性项等问题,从而保证了计算收敛与稳定。并用有限元法和边界元法完成了晃动过程的模拟,分别给出了低频、共振、高频特性;箱体动特性和晃动的瞬时动响应位移及应力等数值强果,并配有图象显示等功能。从而给出了一种求解液体自由面大幅度晃动的几何及动力学边界条件的强非线性等技术问题的方法。     

家用燃气热水器的风险评价研究

家用燃气热水器与电热水器和太阳能热水器相比具有很多优点,但由于一些事故的发生导致人们对其安全性的信任度降低。为了填补燃气热水器安全评价的空白,给产品的设计和使用提供参考依据,以一特定型号的燃气热水器为例,通过RAC风险评价得出风险较大的事故,并对事故应用故障树分析,最后根据基本事件的特性对其综合评价,得到的排序结果比单独从结构重要度角度考虑基本事件排序更为客观。     

基于GA的民航飞机水平航线动态寻优算法

目前的机载飞行管理计算机系统 (FMCS)在进行飞行优化时 ,视航路为固定常量。这与自由飞概念是相斥的 ,而且也制约了对空域和GPS等技术的充分利用。水平航线的动态实时优化是解决该问题的根本方法。本文首先研究了该优化问题的数学建模 ;然后针对普通寻优算法耗时颇巨的缺点 ,提出了基于一种改进的遗传算法 (GA)的航线动态优化算法 ;最后给出了部分仿真实验结果以评估此算法的性能。     

成语译法的分类研究

成语是语言中的精华。在人类的语言交流中，成语往往是翻译的难点。为了提高成语的翻译水平，对成语的译法进行了分类的研究。指出了中西方文化对成语翻译的影响，提出应先区分中西方文化的相通或不同，并依据各种成语在内容、结构等方面的不同特点，分别运用死译、直译、活泽和意译等译法进行翻译。     

考虑自由面线性波的流-固耦合动力分析的两个变分公式

 用数值方法求解流-固耦合问题有拉氏法与欧拉法两种。对于拉氏法,笔者在文献[1,2]中给出了有关变分公式并对位移模型进行了数值研究。对于欧拉法,多数作者忽略自由面波用Galerkin法来构造计算模型。本文给出计及自由面波时流-固耦合分析欧拉法的两个变分公式。     

组合结构动力学分析的改进完备基自由界面法

为了适合型号研制和改进改型的结构修改动力学验证、分析需求,将组合结构分析方法引入到直升机的动力学试验和有限元计算中,利用各部件的地面模态试验结果“装配”出组合部件,甚至整机的动力学模型,这在节省研制经费,缩短研制周期上具有十分现实的意义。本文对子结构构建整体模型的组合结构分析方法进行了初步探讨,通过引入完备模态基改进了传统算法,对几种算法进行算例分析的结果表明:引入完备模态基改进的自由界面法大大提高了计算的精度和能力,同时,由于其输入的子结构试验模态可以是非完备的,从而使得其工程应用成为可能。     

自由分子点源法在非均匀出口羽流场模拟中的应用

为满足高空稀薄流工程估算的精度和效率需求，将Woronovicz自由分子点源模型推广至非均匀出口发动机羽流场的计算模拟。采用分格技术剖分得到多独立点源，以此解决出口平面参数的非均匀性问题。10N双组元发动机羽流的质量和压力计算结果同实验符合良好，验证了自由分子点源模型的有效性。某实验型喷管羽流计算表明，点源模型在远场与DSMC方法基本吻合．两者误差在引入非均匀出口条件修正后得到显著改善。     

旋转导弹风洞六自由度自由飞动导数实验研究

风洞六自由度自由飞实验,是国内首次开展的一项新的风洞实验研究。实验设备为0.2米×0.2米的超声速风洞,求流马赫数为2和2.5。当超声速流场建立后,将以每分钟一万多转的高速旋转导弹模型,向实验段上游发射。模型在风洞观察窗区飞行时,用高速立体摄影拍摄模型飞行姿态随时间的变化。然后根据飞行姿态记录,通过数据辨识,求得俯仰力矩系数斜率,俯仰阻尼力矩系数和马格努斯力矩系数。实验精度优于国外弹道靶自由飞实验结果,尤其是动导数数据取得了满意的结果。     

微型推进系统技术方案研究

将微机电系统(MEMS)技术应用于微推进系统可以降低成本，减少风险，并可满足微型航天器对性能、体积和质量等的特殊要求。本文针对微电热推力器(FMMR)和微型双组元液体火箭发动机的技术方案进行研究，采用直接蒙特卡罗(DSMC)方法，对影响FMMR工作特性的因素进行了研究，并对其进行了性能评估；应用商用FLUANT软件，计算并分析了二维喷管流场的附面层情况；对无毒液体推进剂进行点火试验选择。研究结果表明，对于FMMR当采用H2O作为推进剂工质，比冲为68．247s，推力为0．225mN，效率为52．6％。通过采取其它措施可以进一步提高比冲、推力和效率。对于微型双组元液体火箭发动机，采用醇类作燃料时，起动平稳、响应时间短。通过系统集成和一体化设计，微推进系统在未来微型航天器上具有广阔的应用前景。