短肢剪力墙结构的自由振动特性分析

采用连续化方法导出了短肢剪力墙结构在任意高度侧向集中荷载的作用下的侧移曲线方程，由此得到该结构的抗侧移柔度系数，进而得出结构的抗侧移刚度矩阵。应用抗侧移刚度矩阵对各种整体性系数和肢强系数的短肢剪力墙结构进行了动力特性分析，研究其对结构动力特性的影响。结果表明，当肢强系数不变时，随整体性系数的增加，短肢剪力墙的前两阶振型的振动周期显著减小，而其他高阶振型的振动周期变化很小；当整体性系数不变时，短肢剪力墙的前两阶振型的振动周期随肢强系数的增加显著减小，而其他高阶振型的振动周期变化不大。     

天空飞行与地面风洞实验动态气动相关中的雷诺数影响

近10余年来,在3个动态气动专题领域内,地面风洞自由飞实验与对应的天空飞行器的绕流雷诺数虽然相差1~2个量级,但风洞自由飞实验结果多次预测或再现了天空飞行器出现的对飞行安全、飞行性能产生严重影响、其它地面风洞实验方法难以预测或再现的这3个专题领域内的动态气动特性,这至少为3个专题领域内天地动态气动相关中的雷诺数影响,提供了一个新的理解。     

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。     

神经网络在直升机概念设计中的应用

运用人工神经网络算法得到了单旋翼布局直升机的总体参数和部件重量估算方法,为直升机方案论证初期提供了一个快速有效的决策手段.对神经网络应用了多种训练算法,并与传统回归公式进行比较,可以发现采用BR训练算法的神经网络具有比传统回归方法更好的非线性表达能力,同时又表现出比LM,SCG等常规训练算法更好的范化能力,对训练样本和检验样本都有较高的估算精度,适用于型号设计初期的参数估算.     

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。     

基于BP神经网络的内圆磨床主轴动态分析方法研究

通过对神经网络学习样本的选择问题的研究，本文提出了采用“多水平正交表”选取神经网络的训练样本的方法，建立了内圆磨床主轴系统的BP神经网络模型，并在试验的基础上借助于优化方法进行了模型修正和优化计算。该方法不仅计算方便、快捷，而且具有较高的计算精度。     

直升机吊挂及吊挂物抛放过程建模与分析

建立带吊挂载荷的直升机飞行动力学模型。为计算从悬停转入前飞过程中的过渡飞行段尾迹的畸变和气动干扰特性，旋翼尾迹模型采用非定常有限状态入流理论并添加了尾迹畸变模型；建立了六自由度吊挂体模型，包括多段柔性钢索模型、箱体运动模型以及简化的圆柱形箱体气动力模型等；箱体内弹药发射和抛放过程计入了后座力模型对箱体的反作用。模型程序能模拟弹丸瞬间抛放／发射的过程对直升机操稳特性的影响，并实时记录弹体、箱体和直升机的各项运动参数。     

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。     

神经网络自适应控制在攻击直升机中的应用

研究了神经网络自适应控制在直升机飞行控制系统中的应用。首先将直升机姿态角系统划分为快慢回路 ,并分别采用动态逆方法进行设计 ;针对动态逆方法的优点和不足 ,提出了小波神经网络自适应逆控制方案 ,把BP小波神经网络和基于李亚普诺夫稳定的小波神经网络分别应用于直升机飞行控制系统中 ;最后对典型机动飞行进行了仿真 ,说明小波神经网络方法应用的正确性和有效性。仿真结果证明 ,本文采用的小波神经网络自适应控制方法效果好 ,具有工程应用价值     

直升机某部件飞行状态的载荷分布特点研究

结合直升机的飞行载荷特点及使用要求,采用某型直升机动部件飞行测量载荷数据,经过“三峰谷点”雨流计数法统计处理,对飞行中实测到的183个飞行状态分别进行统计处理,假设检验及回归分析,确定了每个飞行状态的载荷分布类型及飞行状态的损伤,最后压缩归并成对直升机某动部件产生较大损伤的18种飞行状态,并提出了飞行状态中载荷的分布类型对直升机动部件的寿命有较大的影响。