世界时与地球时转换经验公式的改进与比较

针对世界时与地球时的差值ΔT问题,提出了新的拟合多项式。基于美国海军天文台发布的1657年~2020年间的ΔT数据,以及IERS(International Earth Rotation and reference systems Service,国际地球自转和参考系服务组织)公报中公布的LS(Leap Seconds,跳秒)数据,在美国NASA(National Aeronautics and Space Administration,国家航空航天局)经验公式的基础上进行了改进,分别用3次、4次、5次、6次多项式进行拟合。然后,基于最小二乘法得到一组多项式经验公式,可适用于公元纪年、儒略日、简约儒略日以及从J2000.0起算的儒略世纪数等4种时间格式。通过精度计算表明,该组经验公式计算结果与USNO(United States Navy Observatory,美国海军天文台)基准序列的残差不超过±1.29s,与IERS基准序列的残差不超过±0.16s,整体优于NASA经验公式的计算精度。同时还给出了得到更高精度经验公式的拟合方法。     

民机机头复合材料风挡结构鸟撞分析

在鸟体撞击风挡结构过程中,鸟体与风挡结构撞击相对速度很大,呈现出流体特性,属于典型的流固耦合瞬态冲击动力学问题。首先针对文献中的鸟撞铝板试验采用任意的拉格朗日-欧拉(ALE)流固耦合方法进行了分析,对计算方法与鸟体模型进行了验证。然后建立了包括风挡玻璃、风挡骨架以及蒙皮在内的民机全尺寸风挡结构抗鸟撞动响应分析的有限元模型,进行了鸟撞数值模拟,其中风挡骨架与蒙皮采用复合材料。全尺寸的复合材料风挡骨架目前还没有应用到民机上,因此,对复合材料风挡结构的研究是很有意义的。     

空间飞行器的姿态识别

研究不变矢量在固联和轨道坐标系下的表达,得出了一个坐标系在另一个坐标系中旋转的变换矩阵。并且通过2个不变矢量在不同坐标系中的表达,识别了飞行器在空间绕质心旋转运动的3个欧拉旋转角。此方法已应用于工程实际。     

结构系统失效概率的近似分析

提出用一阶简单边界的上、下界来估计结构系统失效概率的近似公式。它考虑了结构系统失效模式之间的相关性但仅包含失效模式的一阶概率。算例表明,通常最大误差在5％以内,精度高而计算简便。     

绕任意刚性翼型,机翼非定常流动的跨声速欧拉方程解

本文在有限体积方法的基础上引入变系数隐式残值光顺及固接网格法求解了绕二维翼型及三维机翼非定常流动的跨声速欧拉方程,计算结果与同类结果及实验结果吻合。     

高温固体颗粒气动阻力系数数值计算

在发动机喷管的气粒两相流场中,金属颗粒阻力的准确计算对整个流场的模拟有着重要作用.而高温颗粒与周围气相的传热会改变气相的性质,进而影响颗粒的气动阻力.采用k-ε湍流模型和强化壁面处理方法,计算了雷诺数Re在0～10 000范围内,颗粒与气相不同温差情况下球形单颗粒的气动阻力系数.颗粒温度升高,颗粒所受的气动阻力随之增加,但是增加的幅度随Re的增加而减小;根据计算结果,拟合了以颗粒雷诺数为自变量的高温颗粒气动阻力系数的计算公式.通过与低Re下的实验数据的对比,验证了所拟合公式的适用性和可信性.     

鸟撞风挡问题分析方法研究

在鸟体撞击风挡结构过程中,鸟体与风挡相对撞击速度非常大,是飞机结构损伤的重要因素,严重时会引发机毁人亡的灾难性事故。本文基于鸟撞风挡问题,采用对比分析的方法,对目前鸟撞风挡问题的地面试验法、工程计算法及有限元仿真法进行了详细介绍,比较了不同方法的适用条件、范围及其优劣;最后选取某飞机风挡层合玻璃作为研究对象,采用有限元仿真法,建立了风挡鸟撞模型,利用任意拉格朗日欧拉耦合法(ALE)完成了相关分析,得到了鸟撞风挡的变形及其速度、加速度等参数,通过比较分析结果,为飞机风挡设计提供参考。     

基于欧拉方法的多磁偶极子分辨技术

文章首次将欧拉反演方法应用于航天器内部多磁偶极子的分辨,通过测量航天器外围磁场及其梯度张量数据,采用欧拉反演算法来计算航天器内部主要磁性部组件的位置和磁矩参数。根据磁场梯度张量数据的测量特点,采取了网格式数据采集方式;然后推导了多点联合反演的欧拉方程组,并提出了一种在所有反演解中快速准确寻找最优解的方法;在此基础上利用遗传算法对反演最优解进行了优化。优化后的分辨结果表明:在小范围、多层次磁源分辨方面,计算出的磁源磁矩参数较为准确,且磁源位置最高分辨率优于0.01m。     

往复式汽油直喷发动机燃油喷雾特性研究

通过试验研究了高压燃油喷射系统和涡旋喷油器的喷雾特性,在不同喷射压力、背压压力和喷油持续期条件下,利用高速摄像机对喷入定体积容器的雾态燃油进行了喷雾贯穿距离、喷雾锥角、喷雾远端燃油发展速度和液滴特性等参数的测量.试验结果表明在低背压压力下,喷雾呈现出空锥、较大范围的分布形态,有利于实现燃油与空气的均质混合;然而在高背压条件下,喷雾呈现出紧凑密集的分布形态,有利于实现燃油与空气的分层混合.获得的贯穿距离经验公式与试验测量值在一定范围内是一致的.低背压条件下,涡旋形态出现在喷雾的远端,而在高背压条件下,涡旋形态出现在喷雾的中部.      

三维机翼的静气动弹性特性数值模拟研究

发展了一种计算流体动力学（CFD）和计算结构动力学（CSD）的耦合计算方法,对三维机翼的静气动弹性进行了数值模拟研究。采用三维欧拉方程为控制方程基于直角网格计算气动力,并耦合结构静平衡方程进行静气动弹性数值模拟,设计了CFD/CSD耦合计算的数据交换的方式。以M6机翼作为算例,进行了机翼静气动弹性的数值模拟,计算结果表明所发展的三维机翼静气动弹性数值模拟方法是合理可行的,并可作为机翼结构优化设计和考虑结构弹性变形影响的气动外形优化设计的基础。