重新审度抛体理论在体育运动中的应用

本文以跳远为例指出了抛体理论在体育运动中应用的不当之处,提出了修正意见,并给出了计算最佳起跳角和腾起角的公式.     

前抛体对弹体入水载荷影响数值模拟研究

弹体穿过气-液界面时因密度突变会遭受强冲击载荷，出现结构损伤或破坏。为降低弹体入水的冲击载荷，基于Rabbi降载思想，提出了一种在主弹体前附加前抛体的结构形式。运用S-ALE (structured arbitrary LagrangeEuler)算法和罚函数流固耦合方法进行空泡形态和弹体运动状态数值模拟，数值模拟结果与弹体入水实验图像吻合，验证了数值模拟算法的有效性；随后研究了前抛弹体的入水角度、主弹体与前抛体的无量纲入水时间间隔参数、前抛体尺寸、主弹体与前抛体的入水初速度对降载效果的影响。研究结果表明，前抛体垂直入水时存在前抛体和主弹体碰撞现象，不利于降载，甚至可能给主弹体带来更大的载荷；前抛体斜入水时可避免两弹体间的碰撞，具有良好的降载效果，最大降载率可达90%。在此基础上获得了降载效果最佳的无量纲入水时间间隔范围为0.8～0.9，在此范围内主弹体的降载效果随前抛体尺寸的增大和入水初速度增加而提高。     

爆破抛体加速运动的渗流模型计算

本文对有限球体爆破时渗流损失对抛体动能的影响作了计算。固体介质作为松散体处理,服从库仑内摩擦定律,破坏后的流动状态服从剪胀条件;爆炸生成的高压气体存松散介质内按渗流二次式规律流动,考虑线性摩阻与二次摩阻。 本文对一定块度,不同规模,不同比药量,不同初始松散率情况下的渗流影响作了计算。计算结果有助于进一步阐明工程爆破中抛体质心速度随爆破规模的变化规律,指出除了重力影响之外,还存在渗流影响。     

水中爆炸加载金属板变形的实验研究

本文给出了研究抛体大变形的光学实验测试方法,用该方法测定了水中爆炸作用下的金属板的变形过程,得到了金属板上任意点随时间变化的位移曲线和速度曲线以及金属板变形过程的真实位移场。该方法比常用的测量抛体运动速度的电测探针法前进了一步。     

也谈跳远中的最佳离板角与最佳腾起角

<正> 《力学与实践》1990年第6期发表了葛隆祺的文章,给出了急行跳远最佳离板角(即起跳角)和最佳腾起角的公式(以下称葛氏公式):     

最佳边坡形状的力学分析及应用研究

 基于弹性力学和热力学的基本理论，分析了最佳边坡形状和合 理边坡角的计算方法, 并得出最佳边坡形状方程. 实例应用表明，计 算结果与边坡实际基本一致，说明该方法确定边坡的最佳形状和合理 边坡角是可行的、有效的，该方法适用于边坡设计和边坡稳定性研究.     

关于铅球最佳出手角的数值分析

考虑铅球运动员的推力随出手角的变化, 利用Matlab软件计算出手角的最佳值. 在此基础上讨论了运动员的身高、推力、角度衰减系数以及铅球质量对最佳出手角的影响.     

摩擦电化学与摩擦电化学研磨抛光研究进展

评述了水基介质和非水基介质中摩擦电化学的研究现状和进展,总结了摩擦电化学控制机理,进而在总结分析硬脆材料研抛机理的基础上提出摩擦电化学研抛原理,指出摩擦电化学研抛可望成为微电子基材高效研抛与平坦化的关键技术.     

滑移爆轰作用下多层金属平板的爆炸复合参数的计算方法

本文建立了多层金属平板在滑移爆轰作用下,各层间存在不同程度加速运动时的二维计算公式。根据材料性质所事先给定的各层最佳碰撞角,可计算出各层相应的最佳飞行间距。计算结果和实验对比表明:在多达10层铝板复合的各层角和X光实测值仍相当一致。     

船用惯导系统姿态角微分估计算法

针对船用惯性导航系统,为提高姿态角微分估计精度,总结了实用的微分算法:滑动线性回归器、最佳差分法、5点回归、抛物线拟合、无滞后抛物线拟合和Kalman滤波器,推导了各方法对应的滤波器模型、幅值衰减特性和相位畸变特性,利用以上特性提出了设计微分滤波器的原则,并通过动态试验验证了以上理论,提出了组合最佳差分和Kalman滤波器的姿态角速率估计算法,其姿态角速率精度约为0.1421(°)/s,收敛时间为0.685 s,不仅具有很好的精度,并且有很好的收敛特性.     

弯钩自锁机构的力学特性及新型晾衣装置设计

针对常用晾衣方式空间利用率低,可调性差和防风性差的缺点,通过力学自锁原理设计一种弯钩自锁机构新型晾衣装置.依据弯钩自锁机构特点,采用静力平衡方程分析其力学特征,确定了危险截面、最优自锁角及材料的抗拉和抗剪强度,分析影响装置稳定性和材料安全性的控制因素.基于此,设计了弯钩自锁机构新型晾衣装置,实现了衣架节与立柱之间多方位多角度灵活调节,增强了新型机构的防风能力,可任意添加衣架节使得空间利用率得到提高,具有很好应用价值和良好的推广前景.     

钝头机体用嵌入式大气数据传感系统的解算精度研究1）

针对一种钝头机体用嵌入式大气数据传感(flush air data sensing,FADS) 系统的实施方案及求解精度展开研究. 基于15° 钝头体外形,在马赫数Ma = 2.04, 3.02, 5.01,攻角α 介于-5°和25°之间,不考虑侧滑角的情况下,采用势流理论及修正的牛顿流理论建立了该FADS 系统的气动模型. 首先利用经典的三点式算法建立了攻角的求解方案,并采用最小二乘曲线拟合的方法对误差进行了修正;随后建立相应的迭代衰减算法解算静压及动压,最后根据压力比与马赫数的关系求解马赫数. 对解算的数据与实际飞行参数进行了比较,结果表明,建立的钝头机体用FADS 系统的模型及算法精度较好,攻角绝对误差小于0.1°,静压相对误差小于5%,马赫数绝对误差小于0.01.     

高压捕获翼位置设计方法研究

高压捕获翼构型是一种合理利用机体/上置翼(简称捕获翼)间的耦合关系提高飞行器升力,进而大幅提高升阻比的高速飞行器新概念构型.基于其设计原理,捕获翼的位置与机体压缩激波和自身二次压缩激波的位置均直接相关,一般难以利用理论方法直接获得.针对这一问题,本文运用均匀实验设计方法在设计空间内获取样本点并利用计算流体力学分析和迭代获得其设计位置,之后通过构造代理模型建立捕获翼位置与设计参数间的模拟映射关系,进而发展了一种捕获翼位置设计的有效方法.在方法研究基础上以锥体-捕获翼组合构型作为实例对其进行验证.结果表明,该方法可在较大设计空间范围内准确判定捕获翼的设计位置.此外,针对这一构型还开展了基于代理模型的设计参数单因素分析.发现在设计空间内,前缘压缩角、来流马赫数、和捕获翼钝化半径等3个关键参数均与捕获翼位置呈单调正比例关系.      

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通过试验模态分析,实测悬臂对接板的第一阶固有频率及振型, 将对接板的动力学问题转化为悬臂对接梁来求解. 借助计算机代数语言,编写对接梁的传递矩阵法程序. 推导出对接处含角刚度作为符号的方 程,输入第一阶固有频率就可识别出该处的角刚度,并通过实例验证了此法的有效性.     

重力和接触角对表面张力贮箱内液体流动的影响

采用流体体积函数方法数值模拟板式表面张力贮箱内液体的流动过程. 主要考虑了不同重力加速度和接触角等因素的影响. 发现在接触角等于10° 的前提下, 重力加速度小于10-2g₀, 液体沿着外侧导流叶片爬升至贮箱顶部; 当重力加速度小于10-3g₀ 时, 重力加速度的减小对液体爬升速度的影响较小. 在爬升过程中, 导流叶片附近液体的速度呈逐渐减小的趋势, 且重力加速度越小, 初始速度越大. 接触角对液体的爬升高度也会产生影响,接触角越小, 液体爬升至顶部的时间越短; 当接触角大于45° 时, 外侧导流叶片附近的液面不能爬升至顶端. 另外, 接触角越大, 液面高度的斜率越小,导流叶片附近液体的初始速度也越小.      

Optimal thermal design of anisotropic plates with arbitrary cutouts using genetic algorithm

Anisotropic plates in different applications may have geometric defects such as openings and cracks. The presence of the opening disturbs the heat flow, which creates significant thermal stress around the opening. When the heat flux is high enough, these extreme stresses can lead to structural failure. This article aims to obtain the optimal parameters for achieving the minimum value of the normalized stress near the cutout's boundary in perforated anisotropic plates utilizing the genetic algorithm. Optimization parameters include the curvature of opening's corners, orientation angle of opening, fibers angle, heat flux angle, and opening's elongation. The plate is under heat flux, and the opening's border is thermally insulated. The stress distribution around the opening is calculated using Lekhnitskii's complex variable method and complex potential functions. The genetic algorithm is then implemented to find the optimal values for design parameters. The results show that by selecting the optimal parameters related to the anisotropic material and the opening's geometry, the stress intensity factor of the perforated anisotropic plates is remarkably reduced. Furthermore, this optimization algorithm can be extended to find the optimized parameters and achieve the optimal designs in anisotropic and isotropic perforated plates under thermal loadings.     

内埋武器高速风洞弹射投放模型试验关键技术研究

针对新一代战斗机超声速内埋武器弹射投放分离安全性问题,采用高速风洞投放实验技术研究内埋武器从开式武器舱弹射投放分离动态运动过程,风洞投放模型试验过程中采用除垂直加速度不足外,其余全部运动严格相似的轻模型相似设计方法,并针对轻模型法垂直加速度不足所导致的投放垂直位移偏离实物位移问题,采用一种简单易行的公式修正法进行补偿,试验给出了不同初始弹射投放分离条件下,内埋武器从载机投放分离后运动轨迹与姿态角随分离时间的变化规律,试验马赫数$Ma = 1.5$.研究结果表明:初始投放分离角速度对内埋武器投放分离后的运动轨迹及姿态角有较大的影响,当初始投放分离角速度$\omega _{z0}^s = 0^\circ/{\rm s}$时,内埋导弹出舱后先向下运动远离载机的流场干扰区,之后逐渐向载机方向抬升靠近并最终碰撞载机,高速风洞投放试验结果是不安全的,但经过公式修正后投放试验结果比较乐观,垂直方向运动仍然一直下降远离载机,这说明采用高速风洞投放试验得出的导弹不安全投放分离对真实载机来说不一定会出现,高速风洞投放试验结果比较保守. 当初始投放分离角速度$\omega _{z0}^s= 15^\circ/{\rm s}$和$\omega _{z0}^s = 30^\circ/{\rm s}$时,内埋导弹投放分离后运动趋势几乎一致, 均没出现向载机靠近的现象,内埋导弹具有一定的初始投放分离角速度有利于内埋武器的安全分离.      

Time-optimal rendezvous transfer trajectory for restricted cone-angle range solar sails

The advantage of solar sails in deep space exploration is that no fuel consumption is required. The heliocentric distance is one factor influencing the solar radiation pressure force exerted on solar sails. In addition, the solar radiation pressure force is also related to the solar sail orientation with respect to the sunlight direction. For an ideal flat solar sail, the cone angle between the sail normal and the sunlight direction determines the magnitude and direction of solar radiation pressure force. In general, the cone angle can change from 0° to 90°. However, in practical applications, a large cone angle may reduce the efficiency of solar radiation pressure force and there is a strict requirement on the attitude control. Usually, the cone angle range is restricted less more than an acute angle （for example, not more than 40°） in engineering practice. In this paper, the time-optimal transfer trajectory is designed over a restricted range of the cone angle, and an indirect method is used to solve the two point boundary value problem associated to the optimal control problem. Relevant numerical examples are provided to compare with the case of an unrestricted case, and the effects of different maximum restricted cone angles are discussed. The results indicate that （1） for the condition of a restricted cone-angle range the transfer time is longer than that for the unrestricted case and （2） the optimal transfer time increases as the maximum restricted cone angle decreases.