大速度飞行时的直升机飞行载荷研究

直升机在大速度飞行时的飞行载荷研究,是当前新机研制中急待解决的重大课题。为解决此问题,本文在平衡计算时,采用对传统旋翼公式进行修正,在旋翼导数计算时,输入约200条导数曲线,然后采用三元插值等方法,处理旋翼气动问题。本文以法国“海豚”直升机为算例,通过三种飞行速度与法国资料进行了对比计算,获得了满意结果。     

短周期谱载荷作用下的疲劳裂纹扩展估算

本文公式系由线性累积损伤寿命公式乘以一个考虑超载迟滞效应的修正系数而构成的。 1.公式推导 Walker裂纹扩展方程为 da/dN=c(ZK_(max))~n (1)式中c,n,q及u为材料常数;R为应力比。 应力强度因子可以表示成式中,σ_(max)为垂直于裂纹的外加毛应力;Y为构型系数,它与裂纹长度有关。 当考虑超载迟滞效应时,Wheeler模型可以表示为     

复合材料层合板的二次失稳和破坏研究

 本文采用考虑横向剪切效应的三角形拟协调罚函数单元,推导了带有初始挠度的复合材料层合板在后屈曲阶段的增量平衡方程和相应的切线刚度矩阵,以及非线性特征方程,并以数值计算研究了单元的精度和收敛性,二次分支点的存在性和边界条件、加载方式及铺层次序对二次失稳和破坏载荷的影响。     

三翼面飞机前／后操纵面协调偏转对飞行载荷的影响

基于静气动弹性分析方法，对三翼面布局飞机进行飞行载荷分析，研究了平尾升降舵和前翼操纵面协调偏转关系的变化和动压变化，对配平关系和气动面载荷分布的影响。结果表明：平尾升降舵和前翼操纵面协调偏转关系对于配平和前翼、平尾的载荷分布有重要影响，在开展这类飞机的气动性能和结构强度设计时，有必要通过特殊方法（如优化方法）对协调偏转关系进行综合设计。     

某高空长航时飞机垂直突风过载计算分析

应用离散突风模型和简化功率谱模型2种方法对某高空长航时飞机纵向突风刚体载荷进行了计算分析。计算结果表明,采用这两种方法计算结果相差60%以上,通过简要的理论分析指出,对于高空长航时类小翼载飞机,采用离散突风模型计算结果偏大,应采用简化功率谱模型或功率谱模型进行高空长航时飞机突风载荷的估算。     

用图论方法分析马尔可夫频次阵特性

 简述了飞机机动疲劳载荷谱的各种常用表征方法及其优点与不足, 重点论述疲劳载荷状态转移的马尔可夫频次矩阵法。结合示例说明马尔可夫频次阵的构造形成与计算机编程填充方法。利用图论研究方法说明马尔可夫阵是一幅欧拉图的邻接矩阵, 阐述了其重要特性, 给出了据此构造疲劳载荷历程的要求与做法,并给出了数据处理实例。通过讨论马尔可夫阵与其他疲劳载荷表征方法间的关系, 表明马尔可夫矩阵含有更多信息, 是较适合完整描述疲劳载荷谱的表征方法之一。     

枚举结构主要失效模式的一种方法

由于各失效模式发生的概率不同,在实用中只需挑选出那些发生概率较大的模式——主要失效模式,并将它们对系统失效的影响加以综合就足以较准确地估算出结构系统总的失效概率。因而,有效地识别主要失效模式就成为结构系统可靠性分析和设计中的一个核心问题。本文在优化准则法的基础上,提出了自动生成结构系统主要失效模式的载荷     

空间光学遥感器新型分光技术探讨

文章提出在共同视场条件的一种新型分光模式来简化遥感器系统,并分析了该分光方案的优点和存在的问题,给出了采用此分光模式获得热红外图像。     

复合材料飞机结构验证试验载荷放大系数法

载荷放大系数法的基本原理是将给定载荷（谱）下的结构Ｂ基准寿命验证试验转化为给定Ｂ基准寿命下的结构剩余强度验证试验，载荷放大系数可由理论推导方法和试验方法确定，讨论了复合材料飞机结构全尺寸验证试验采用载荷放大系数法的原因，前提条件、１．１５载荷放大系数的确定和应用的局限性等问题。