展向离散抽吸法控制边界层转捩实验研究

通过实验成功发展了一种生成大振幅稳定条带的有效方法,即展向离散抽吸方法。在此基础上,开展条带控制边界层转捩的研究。实验在水洞中进行,以零压力梯度平板边界层为研究对象,利用氢气泡时间线法观测引入条带前后人工激发转捩边界层中扰动发展变化,分析条带对转捩的控制效果及参数影响。结果表明,展向离散抽吸方法生成的稳定条带最大振幅可达28.4%U(U 为自由流速度);实验中引入的宽度14和28mm 的稳定条带都能起到抑制转捩的作用;条带振幅越大、宽度越窄,抑制效果越明显。研究结果为探索降低水/空气中航行器摩阻的新技术提供有价值的参考。     

采用长细管法进行脉动压力转捩探测的实验研究

为了简便地使用测量模型表面脉动压力特征的方法探测边界层转捩位置,需要研究脉动压力传感器接在传统测压模型外的适用性,即通过长细管将模型表面的脉动压力信号传递到脉动压力传感器上的方式是否可得到转捩的特征信号。首先采用信号发生器驱动扬声器,在无风条件下,测量了长细管对不同频率声压信号的传递损失情况。证明了所采用的长细管系统具有合适的工作频带。然后在西北工业大学NF-3低速风洞二元实验段、实验风速为30m/s的条件下,对弦长为800mm、展长为1.6m的翼型模型沿弦向进行了脉动压力信号测量,并通过改进的数据处理技术判断了模型表面的转捩位置。研究结果表明,采用长细管系统进行脉动压力方法转捩探测具有一定应用价值,值得进一步深入研究。     

共轴倾转旋翼性能计算方法

共轴倾转旋翼飞行器是一款可折叠机翼的高速旋翼飞行器。本文建立了适用于共轴倾转旋翼飞行器直升机模式、倾转过渡模式和固定翼飞机模式的旋翼性能计算方法,并对比风洞试验数据验证了共轴倾转旋翼轴流状态的性能和共轴双旋翼前飞状态的性能。在此基础上,分析了共轴倾转旋翼在倾转过渡状态各性能参数的变化规律、上下旋翼诱导速度的分布情况、上下旋翼之间的干扰面积和干扰因子的变化趋势。结论表明:相同来流速度下,当倾转角增大,共轴倾转旋翼的拉力系数减小,功率系数先增大后减小,上下旋翼的受干扰面积和干扰因子均增大。     

燃气作动筒式折叠弹翼展开过程分析

为模拟某巡航导弹齿轮-齿条传动作动筒式弹翼展开过程,采用Cook高压气体状态方程计算作动筒内弹道性能,并耦合运动几何关系求解弹翼展开行程。分析得出,弹翼展开过程分为4个阶段,主要影响阶段为展开停滞阶段,并揭示出影响停滞阶段的主要因素。最后,采用C++Builder编制工程实用软件,与试验结果对比表明,该软件可模拟弹翼展开过程,有一定的工程实用价值。     

含椭圆分层复合材料层板三维问题的三角级数能量解法

根据叠加原理将含有椭圆形内部分层的层板在横向载荷作用下的受力状态进行分解 ,从而将分层问题归结为在分层表面上的附加剪切载荷作用下层板附加位移与附加应力的分析 ,并据此建立了一个仅包含分层区的力学模型。然后利用双三角级数构造满足层板分层区位移边界条件的位移模态。最后 ,应用最小势能原理确定位移解。计算结果收敛 ,挠度收敛尤为迅速。     

工程中圆度的多次定位测量及其数据处理

从测量实践出发,总结出一种利用多次定位技术进行圆度测量的方法.在阐述测量原理,分析测量及其数据处理过程后,给出一个测量实例,并进行了测量不确定度分析.文章给大型工程中类似情况下的测量问题以很好的启发.     

直接力控制的特征结构配置法

以现代控制理论和飞行力学原理为基础，针对直接力控制器设计中存在的模态耦合问题，提出一种应用状态反特征结构配置进行解耦的方法，并出相应的公式。分析表明，用此方法对系统的极点和特征向量可以进行希望的配置。并能达到设计要求，同时仿真结果说明，用状态反馈特征结构配置法设计的控制系统比用线性二次型调节器（LQR）方法设计的控制系统解耦性能好，响应速度快，并且解决了输出反馈特征结构配置不能确保闭环系统稳定的问题。     

考虑应力状态的疲劳裂纹闭合分析

利用改进的条带屈服模型 (Modified Strip Yield Model),通过对裂端约束的研究,提出组合约束因子的概念,发展了 Budiansky和 Hutchinson的解析模型,建立了可考虑不同应力状态的疲劳裂纹闭合模型,可方便地推广到穿透厚度裂纹的闭合分析中。与航空结构合金的实验数据及有限元结果的比较显示该模型能准确预测疲劳裂纹闭合中载荷比、应力状态和厚度等重要因素的影响。给出的显式结果可以方便地用于航空工程实际。     

综合飞行/推进控制系统的鲁棒设计方法

基于凸多面体线性系统族镇定方法和航迹准稳态运动概念，研究了现代攻击机的综合飞行／推进控制系统的鲁棒设计方法。该方法根据航迹准稳态运动的条件。生成航迹准稳态运动的期望控制量和状态量，以航迹准稳态运动为基准运动建立综合系统的线性系统族模型，采用凸多面体线性系统族鲁棒镇定方法设计了综合控制系统的反馈调节控制器。数学仿真表明，所设计的综合控制系统对攻击机推进系统输出推力的变化具有大范围的鲁棒性，在推力开环控制下能够获得良好的系统动态性能和战术性能。     

大型运载火箭动力系统非线性稳态特性的敏感性分析

讨论了大型运载火箭动力系统非线性稳态参数（系统平衡点参数）对于内外扰动因素的敏感性。考虑的内外扰动因素包括：系统结构参数与组件性能参数变化、推进剂性能参数变化、推进剂供应系统入口压力变化和环境温度变化,并得出了有指导意义的结果。