直升机尾桨参数对RCS影响分析

在执行战时任务时,对武装直升机的隐身性能提出了较高要求,为降低直升机在执行任务时被发现的概率,基于几何光学法和一致性绕射理论,研究直升机尾桨翼型厚度、弯度、剪刀角角度对RCS 的影响。选用两种照射雷达方位,通过对尾桨不同参数和涂敷吸波材料的RCS 峰值、均值对比,判断更有利于直升机尾桨隐身的条件。结果表明：雷达从地面照射时,尾桨厚度小、弯度小的RCS 会适当减小,剪刀角角度的变化会导致RCS 峰值相位变化;雷达平行照射时,厚度小的尾桨RCS 小,弯度小的RCS 峰值更小;在桨叶前缘与桨尖端面涂敷吸波材料可以有效降低桨叶整体RCS。选择尾桨的厚度越小、弯度越小,有利于降低直升机尾桨的RCS,对桨尖端面和桨叶前缘进行吸波材料涂敷可以有效降低整体RCS。     

微小卫星在LEO背景等离子体环境中的充电特征

航天器在低地球轨道(Low earth orbit,LEO)背景等离子体中高速运行时会在速度下方形成尾流区。本文以南京航空航天大学的"天巡一号"微小卫星为研究对象,利用充放电计算程序SPIS研究分析了其在LEO背景等离子体环境下的充电情况、尾流特征及鞘层结构。模拟结果表明,微小卫星在背景等离子体环境下的充电电位低,这与LEO的充电电位特征相符;其尾流和鞘层结构与大卫星有明显特征区别:(1)其远尾区存在密度增强效应;(2)微小卫星鞘层情况符合厚鞘近似。同时,本文采用轨道运动限制(Orbital motion limited,OML)理论对密度增强效应进行了合理解释,而卫星的材料和尺寸可对密度增强的程度造成影响;在"天巡一号"靠近底板的位置鞘层厚度为0.630m,而鞘层厚度并不是常数,随着卫星表面电位的不同有所变化。     

变截面梁的传递函数近似解法

把有限元法与传递函数方法相结合,发展了一种便于处理变系数微分方程的传递函数方法。这种方法把有限元位移假设作为传递函数方法中对变系数部分预估的基础,然后再利用传递函数方法的标准解法进行处理。作为应用实例,利用此方法对变截面梁进行了具体的分析,并作了数值模拟。结果表明本方法既保留了传递函数方法的各种特点,又提高了单元的精度。     

基于包络函数和二级近似概念的结构优化方法

利用包络函数、二级近似概念和对偶理论,提出了一种结构优化的有效解法.首先,利用包络函数将原多约束结构优化问题转化为单约束优化问题,再利用本文提出的新的两点近似函数构成高精度近似问题,继而用二级近似求解策略和对偶理论求解.理论与算例皆表明本方法的主要优点是其通用性和高的计算效率,这对于工程中的具有复杂函数的大型优化问题特别重要.     

共因失效相关同级叶片系统可靠性分析

为了准确地分析航空发动机的可靠性,针对航空发动机失效模式多、相关性复杂的特点,在考虑失效模式相关性的基础上,建立了共因失效相关的结构系统可靠性模型。采用蒙特卡罗法和近似数值分析法对航空发动机同级叶片系统在叶片静强度不足失效、叶片外缘变形碰摩失效及考虑2种失效模式下的可靠度进行了计算分析。分析表明与共因失效相关的可靠性模型相比,传统的不考虑失效模式相关性的可靠性模型使可靠度评估过于保守。近似数值分析法在保持与蒙特卡罗法计算精度相同的情况下,能够大幅提高计算效率。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

中心刚体-柔性悬臂梁系统的动力特性研究

对中心刚体-柔性悬臂梁系统的动力特性进行研究。首先采用Hamilton原理和有限元离散化方法,给出该系统的一次近似耦合模型以及相应的KED解耦模型,然后通过数值仿真对该系统的动力特性进行研究。研究中考虑了2种情况:中心刚体的转动惯量远大于柔性悬臂梁的转动惯量的情况和中心刚体的转动惯量接近柔性悬臂梁的转动惯量的情况。研究结果显示,传统的零次近似模型在处理大范围运动为未知的刚柔耦合动力学问题时同样存在失效的可能,而一次近似模型能够对系统的动力学行为进行正确的数学描述。当中心刚体的转动惯量远大于柔性悬臂梁的转动惯量时,一次近似模型的结果与零次近似模型的结果之间存在较小偏差;但当中心刚体的转动惯量接近柔性悬臂梁的转动惯量时,零次近似模型将导致错误的结果。     

计算风工程中k-ε模型的一类边界条件

给定适当的湍流来流边界条件是计算风工程中一个重要的问题。然而通常情况下，由于问题的复杂性，很难给定一个既满足边界层自保持要求又与试验相符的边界条件。本文首先从模型方程本身出发，推导出一类近似满足k-ε模型自保持边界条件要求的湍动能表达式。此表达式与有关文献建议的湍流边界条件比较，可以考虑湍动能随高度的变化，因而更符合实测规律；然后基于风洞试验数据，定义了一组k-ε模型中的模型常数；最后通过模拟风洞试验的算例，验证并分析了此类湍动能边界条件配合试验常数，在标准k-ε模型中模拟均匀大气边界层的适用性。     

湍流等离子体尾迹雷达散射截面的计算及其影响因素分析

针对一阶畸变波Born近似模型,深入分析了湍流内外尺度和电子数密度脉动值对雷达散射截面的影响,并且给出了关于湍流外尺度的一个经验的,能被工程上较好使用的公式.在以上分析的基础上,计算了几种高程条件下再入小钝头锥体等离子尾迹的雷达散射截面,与已有实验结果进行了对比分析.分析和计算结果表明,湍流的外尺度和局部电子数密度值对雷达散射截面值影响较大;湍流内尺度变化的影响不大.     

非结构动网格在三维可动边界问题中的应用研究

对用于非结构动网格生成的弹簧近似方法进行了研究。通过采用顶点弹簧方法,分析研究了弹簧倔强系数的取值,同时通过引入挤压倔强系数和边界修正,对标准弹簧近似方法进行了改进。改进后的方法可以大大提高网格变形能力和网格质量。应用本文发展的非结构动网格生成方法并通过耦合求解基于(Arb itrary Lagrangian-Eu lerian ALE)描述的Eu ler方程,模拟了做谐和振动的刚性无后掠机翼及柔性M6机翼的跨音速绕流,计算结果与实验结果吻合良好。