飞机百年发展与空气动力学

飞机的发明是人类历史的一个重大转折点，飞机改变了人类社会的面貌。它使交通运输和商业往来方式发生了革命；它使战争模式发生了根本性变化；它是促进科技进步的动力；它是人类太空飞行的起点，航空与飞机将永远都是人类历史上最伟大的成就之一，回顾了飞机百年发展的基本情况和取得的主要成就，着重指出空气动力学对于飞机发展所起到的重要作用，并对未来飞机发展进行了展望。     

飞机结构撞击损伤预测的现状及发展

从弹道极限、剩余速度、剩余质量、未击穿及击穿条件下损伤尺寸预测等方面对飞机结构撞击损伤的预测进行了分析，并对损伤预测的发展趋势进行论述，提出今后损伤预测研究的主要方向和手段。     

航空器供油问题中完全逆序类中的多项式时间可解类

航空器供油问题是一类非线性组合优化问题,其目标函数为分式形式,该问题目前不存在多项式时间算法,也未被证明是NP完全问题。一般可以用置换来刻画n架飞机的一个供油顺序。该问题中有一类实例被称为“完全逆序类”,“完全逆序类”用动态规划算法求解计算时间为O(n2ⁿ),具有指数时间复杂度。本文通过对该“完全逆序类”问题做进一步分析,发现在“完全逆序类”中也存在着多项式时间可解的情况。定理1研究一类一次可解的情况,若问题满足定理1的条件,则求解一次即可找到其最优解;定理2研究一类多项式时间可解的情况,当问题满足定理2的条件时,其最优解可在多项式时间内获得。     

联邦滤波在飞机组合导航中的应用

研究了中等精度捷联惯导系统(SINS),大气数据系统(ADS)和塔康系统(TACAN)构成的机载组合导航系统.在分析SINS、ADS、TACAN各自特点的基础上,提出了SISN/ADS/TACAN组合导航系统的联邦滤波方案,并建立了相应的组合导航系统的数学模型.以一条典型的飞行轨迹进行了全航线的仿真研究,仿真结果为:基于联邦滤波的SINS/ADS/TACAN组合导航系统的位置精度约为70 m(CEP),速度精度约为0.75 m/s(1),航向精度为约为 (1)和姿态精度约为 (1),由此可见基于联邦滤波的SINS/ADS/TACAN组合导航系统可以充分利用各机载导航子系统信息,满足飞机导航定位的精度要求.     

一飞机发动机动力特性分析

确定计算模型时，发动机定子按实际刚度，采用NASTRAN70．0程序对发动机整机进行了动力分析，分析结果与试验进行了比较，吻合度优于美国GE公司计算结果。作者认为造成偏磨故障的原因是弹性环压死，使压气机转子与定子反向平动的第六阶临界转速上升到接近放气阀门关闭时转速所致。根据动力响应计算结果，装配工艺采取措施后，克服了此偏磨故障。     

变后掠飞机受控动态响应的数值模拟

变后掠飞机在变后掠过程中国气动外形的改变产生了飞机的固有变掠响应.在有驾驶员的操纵反应或自动驾驶仪的闭环控制时,飞机的受控变掠响应及相应控制规律的选择是值得研究的问题.本文给出了完整的变后掠飞机受控响应的数值模拟方法及算例.     

大柔性飞机着陆响应弹性机体模型

对大展弦比、小弦长差、细窄机身结构特征的飞机,建立了着陆撞击分析时的自由-自由梁弹性机体模型,给出了自由-自由梁弯曲振动的一个近似解,并与实测值进行了对比,结果表明这个近似解具有较大的适用性.介绍了飞机机体刚体模态和一阶弯曲振动模态的飞机机体二质量块等效模型,研究了最大起飞质量及最小飞行质量2种情形下着陆时的机体弹性特征,探讨了弹性飞机起落架设计与刚性飞机相比在技术上的重大变化,为起落架设计中考虑飞机弹性影响提供了简化模型、直观概念和可靠依据.     

沙粒对飞机发动机叶片的冲击碰撞

研究沙粒与飞机发动机叶片的冲击碰撞,并将飞机发动机叶片模拟为横观各向同性材料,建立了横观各向同性叶片受沙粒垂直冲击碰撞时产生的永久性凹坑深度和反弹系数的解析表达式.数值分析结果表明材料沿冲击方向的泊松比及剪切模量越大,则凹坑深度越深.凹坑深度随着沿冲击方向的杨氏模量的增大会减小,达到一临界值后又逐渐增大,这为设计飞机发动机的抗冲击横观各向同性叶片提供了理论基础.     

一种机载气象雷达飞行试验数据处理方法

机载气象雷达是保障飞机飞行安全的重要电子设备。机载气象雷达探测的气象目标非人力可控,由于无法直接获得气象目标的测量数据,一直以来,飞行试验都难以有效评估机载气象雷达探测气象目标的准确性。给出了一种基于地面天气雷达单站雷达图的机载气象雷达飞行试验数据处理方法,实现了对机载气象雷达探测气象目标的强度、位置及形状准确性的有效评估,为机载气象雷达在飞行试验过程中的参数调整及性能考核提供了依据。     

飞机切槽形损伤分析

通过实弹打击试验和数值模拟等方法,研究了飞机遭高速离散杆条打击后形成切槽形损伤的机理,重点讨论了杆条尺寸、速度对飞机结构损伤的影响,建立了相关的计算公式,分析了模拟与打击结果产生误差的原因,可为飞机战伤预测、战伤评估、抢修预案制定及飞机战斗生存力设计提供依据。研究结果表明：只要杆条有足够的撞击速度,且偏航角大于0°,靶板就会形成长条形穿透损伤,即切槽形损伤;由于杆条在侵彻过程中存在着扩孔过程,故靶板上的切槽形损伤宽度大于杆条直径;当靶板不垂直于地面摆放,杆条以垂直于地面且偏航角为90°的姿态水平侵彻靶板时,所形成的切槽形损伤的长度大于杆条长度。在此条件下,适当减小靶板仰角,切槽形损伤长度可增加。