UH模型超固结状态演化分析及离心模型试验验证

本构模型是土力学求解强度变形问题的关键。研究揭示了剑桥模型在超临界侧强度过高、超固结状态下无法应力三维化、应力应变关系发生突变等存在的问题,分析了UH模型建立的超固结状态耦合演化机制及在弹塑性理论框架下实现的超固结状态与正常固结状态计算理论的统一,并基于三轴试验预测证明了UH模型能更加合理地描述超固结状态下土的应力应变关系。通过开展载荷板离心模型试验以及数值模拟验证可以发现,相较于剑桥模型,UH模型计算的地基土荷载变形曲线、侧压力系数分布更加准确,其本质是单元的应力应变关系更加科学、合理。研究证明UH模型的应用能显著提高超固结状态土体强度变形计算的准确性和实用性,对复杂岩土工程问题的计算求解具有重要理论价值和实践意义。

直升机涡环状态边界的飞行试验研究

直升机涡环状态边界的确定对直升机飞行安全具有重要意义。为验证辛宏、高正通过模型试验得出的理论涡环边界线 ,研制开发了一套涡环状态边界的机载测试设备 ,制定了一套飞行试验方案 ,在 R2 2直升机上进行了飞行试验。通过试飞 ,明确了直升机进入涡环状态的首要特征现象是机头开始出现航向摆动 ,摸清了直升机进入涡环状态后的一些运动规律。通过对试飞数据的处理 ,得到了实测涡环边界线以及对应的临界垂直下降率和安全下滑角。本文首次提出了涡环状态过渡区的概念 ,指出当直升机进入过渡区时应立即顶杆增速 ,便可有效改出涡环状态。同时也得出结论 ,直升机一旦陷入涡环状态 ,如不施加有效操纵是不会自行退出的 ,并且愈来愈严重。

有限试验状态下面对称飞行器气动建模方法

为在有限的风洞试验状态下完成面对称飞行器的气动建模,提出了一套风洞试验方案及试验数据应用和扩展方法。利用该方法可抑制控制引起的气动非线性问题,同时可在少量试验状态下完成气动建模。首先建立了气动模型,分析了BTT控制下传统方法引起的气动建模偏差,针对该问题提出了气动建模的改进方法。分析总结出面对称飞行器具有几何对称性、镜像对称性、气动可叠加性和相似性等气动特点。依据上述特点,筛选出气动建模时所需进行风洞试验的基本态,通过风洞试验,获得基本态试验数据后,基于气动规律,利用扩展方法,可扩展得到全飞行包络下的气动参数。在数据扩展时,充分考虑了建模的精确性,提出了基于每片舵的"零舵状态+舵增量状态"的扩展方法,以充分降低非线性造成的建模偏差。最后,结合某面对称飞行器的吹风试验结果,验证了文中提出方法的有效性。

状态和参数联合估计方法及其在飞行试验中的应用

本文提出了一种有效的状态和参数的联合估计方法。针对参数估计结果有偏或发散的问题,本文给出了一种参数向量可控性模型,并由此模型得到了噪声相关的一种状态和参数的估计方法。运用状态和参数联合估计的新方法进行飞行状态和测量仪器的误差估计,仿真和实际飞行数据处理的结果表明;本文提出的方法可以给出飞行状态和仪器误差估计的满意结果,比普通推广Kalman滤波方法更有效。

某运载器技术状态管理研究与实践

本文以某运载器为例,结合其研制模式新、周期脉动大、并行程度高、状态变化多等特点,创新技术状态管理模式,在充分继承传统型号质量管理的基础上,通过开展“技术状态年度基线”“飞行产品投产确认”“状态更改提级审批”等多种管理实践,有效管控该运载器技术状态,使该运载器在多线并行研制条件下产品技术状态正确,确保了飞行试验任务圆满成功,为未来其他运载器产品技术状态管理工作提供了有益借鉴。

基于试验状态点矩阵的航电系统综合飞行试验设计

随着装备技术的发展及实战化考核要求,航空装备飞行试验需要由单系统验证模式向综合运用条件下的系统综合验证模式转变。文中提出一种基于试验状态点矩阵的航电系统综合飞行试验设计方法,通过建立综合飞行试验约束条件,构建试验状态点的数学矩阵模型,实现航空电子系统综合验证任务辅助设计,有效提高试验任务执行效率及验证质量。

飞行试验中的技术状态管理

前言 技术状态管理是随着复杂武器装备的发展而形成的系统工程管理方法,是产品质量控制的重要环节。本文从技术状态的起源、发展及基本过程出发,阐述了飞行试验中技术状态管理的主要内容,分析论证了试飞期间飞机及其系统的技术状态管理的方法步骤,对确保质量管理状态的连续性和提高试飞质量具有重要的意义。

飞行试验数据网状态实时监管技术研究

针对繁忙链路的网络状态监管技术研究是解决如何优化管理网络资源的重要途径之一。对飞行试验实时局域网的运行状态进行监管,有助于及时排除因实时数据流量过大引发的网络拥堵、消息包延迟及链路不稳定等现象。利用SNMP协议及消息包解析技术,基于Centos操作系统环境,结合Mysql数据库管理技术,设计具有易用性及扩展性强的实时局域网监管平台。经过应用验证,监管平台能够完成网络运行状态量化数据的综合分析,实现对网络拓扑结构的即实监管,达到了优化管理及故障预警的目的。

再入飞行状态模拟试验平台设计

再入状态模拟主要是指对再入飞行时的高度、速度、倾角、过载、动压等几个弹道参数进行模拟。对于高度模拟，本研究认为可以通过常规发动机技术将试验平台运载到指定高度，因此可完全模拟。对于倾角模拟，本研究认为可通过精确的弹道设计技术解决到达某高度的指定弹道倾角，因此也可完全模拟。对于速度模拟，由于常规发动机的能力限制和试验平台设计的物理特性，本研究认为基本无法实现完全模拟。

基于SVD的推广卡尔曼滤波及其在飞行状态和参数估计中的应用

基于矩阵的奇异值分解（ＳＶＤ）技术，本文提出一种鲁棒推广卡尔曼滤波新算法，并将该算法应用于飞行状态和参数估计中．该算法不仅具有很好的数值稳定性，而且无需任何变换即可处理相关噪声，且适于并行计算．两种不同型号飞机飞行状态和参数估计的仿真及实际试飞数据计算结果表明：与ＥＫＦ相比，本文算法对不同初始值和不同噪声均可获得更准确的估计结果，并且对飞机机动形式、噪声水平、数据长度要求不高，收敛性好．利用系统和量测模型的一些特点及对奇异值分解算法的改进，使算法计算量大大减少．

直升机某动部件飞行状态的载荷分布特点研究

结合直升机的飞行载荷特点及使用要求 ,采用某型直升机动部件飞行测量载荷数据 ,经过“三峰谷点”雨流计数法统计处理 ,对飞行中实测到的 1 83个飞行状态分别进行统计处理、假设检验及回归分析 ,确定了每个飞行状态的载荷分布类型及飞行状态的损伤 ,最后压缩归并成对直升机某动部件产生较大损伤的 1 8种飞行状态 。

直升机涡环状态试验数据处理研究

采用神经网络误差反向传播算法,以旋翼涡环状态试验数据为基础,研究了桨叶负扭度对直升机涡环状态特性的影响,分析了负扭度变化对旋翼扭矩、拉力平均值及脉动幅度的影响。计算结果表明,神经网络模型能够准确预测桨叶负扭度对直升机涡环状态的影响。

某红层深挖路堑基底上拱离心模型试验研究

本文以成自铁路球溪站深路堑工点为研究对象,开展了外业调查、资料整理和模型选取,通过离心机模型试验分析开挖深路堑前后应力场和位移变化规律,探究路堑坡体开挖后基底不同深度水平应力与竖向应力变化的特征、相对大小关系及变形情况,结果表明:(1)深路堑坡体开挖后,基底埋深一定深度范围内,水平应力调整为大于竖向应力,基底中部上拱变形量最大;(2)水平应力与竖向应力的大小关系是导致深路堑基底产生上拱变形的关键因素。

涡扇发动机战斗/训练状态转换潜力挖掘试验与评估技术

基于战机综合作战能力提升和无约束操作使用等方面的需求,本文对某涡扇发动机战斗/训练状态转换高压转速限制问题进行了分析。对转换限制转速以上战斗/训练转换过程及过程中可能出现的风险进行了研究。通过改进中间状态战斗/训练转换控制逻辑及在某涡扇发动机上进行验证,证实该措施可靠有效。为某涡扇发动机战斗/训练状态转换潜力挖掘试验奠定了基础,后续还可将该措施应用于加力状态的转换,对其他类型发动机潜力挖掘试验与评估的开展具有一定的参考价值。

不同血型飞行员缺氧时肾上腺皮质功能状态的研究

血型是人类血液特征之一,这种特征是做为遗传标记和免疫遗传学的多态性的代表。尽管对血型进行了多方面的研究,但主要应用于临床输血方面,对于血型与内分泌系统的关系尚缺乏报导。本文旨在研究血型与肾上腺皮质功能状态的关系。 材料与方法 对象:飞行员20例,男性,年龄23～51岁,均龄29.5岁。飞行机种:歼-6, 轰-5。飞行时间1238±778.7h。 方法:采用自身对比方法,比较基础状态和激发试验的肾上腺皮质功能状态。其中糖皮质激素选择皮质醇,盐皮质激素选择醛固酮,采用放射免疫分析方法进行检测。

进气状态对磁悬浮高速离心式鼓风机性能影响的研究

以磁悬浮高速离心式鼓风机为研究对象,试验对比不同进气状态下风机性能的变化情况,通过相似原理推导出任意进气状态下的轴功率和出口压力与标准进气状态下测试性能数据的换算关系。采用此方法可快速预测风机在指定进气状态下的性能,大幅降低测试成本,提高选型准确性。根据水处理行业中鼓风机的运行特点,分析进气状态对风机喘振、能耗的影响,在同样出口升压下,进气温度升高或进气压力降低均引起风机流量和轴功率减小,反之则相反。

飞行甲板形状与状态对直升机着舰系留要求的影响

通过直升机与舰船之间详细的动态作用分析来评估舰载直升机的系留要求。其中包括确定作用于直升机的动态载荷，还包括计算相应的动态作用力和直升机的响应。英达尔科技有限公司在以前的研究中已得出的结论表明，在总载荷中，由主旋翼产生的空气动力载荷占了极大部分。虽然在直升机着舰后的最短时间内旋翼总矩降到最小值，然而由旋翼产生的推力可超过直升机重量的25％，这主要取决于风速和横摇角。为了计算这些旋翼诱导载荷，可采用旋翼的计算机模型。这种载荷计算的精确性取决于所采用的假设条件，特别是与飞行甲板上风的状态有关。英达尔科技有限公司和DCE公司通过风洞试验共同研究了这些假设条件，并通过试验来检验风速、横摇角、飞行甲板宽度以及水线以上高度对旋翼诱导载荷的影响。此外，还绘制了飞行甲板上的气流图以支持分析结果，同时还研究了一种方法来确定旋翼诱导载荷，其结果比应用直升机与船体之间的动态作用分析方法预报的旋翼诱导载荷要大。2003年1月～3月，在加拿大国家科学研究委员会的风洞装置中完成了这些试验。此外，还对试验结果进行了评估，并讨论了飞行甲板形态对直升机和船体之间相互的动态作用分析的影响，提出了试验结果对确定舰载直升机在甲板上操作的限制要求所产生的作用。

承压水基坑突涌机制离心模型试验与数值模拟

软土地区的深基坑工程,在承压水作用下容易发生管涌、流土和隔水层整体顶升等形式的突涌破坏.结合紧邻地铁枢纽深大基坑工程,设计了基坑突涌离心模型试验,模拟不同承压水位作用下黏性土体隔水层突涌状态,并建立有限元数值模型,分析试验水位压力下坑底土体的应力应变机制.离心模型试验和数值模拟结果表明,在承压水压力作用下,坑底隔水层产生向上的隆起变形,并且基坑中间位置变形量大,随着水位的升高,土体变形曲率增大;基坑围护墙附近的隔水层土体剪切应变大于体积应变,而隔水层与承压含水层的界面处体积应变较大,产生水压楔裂作用并形成有效应力为零的区域;黏性土体隔水层在剪切效应与界面楔裂效应的共同作用下,发生整体顶升破坏.

离心模型挡土墙试验设备的研制

土压力问题是土力学和岩土工程领域的基本研究课题。土压力离心模型试验是验证土压力计算方法和研究土压力形成物理机制的有力工具。笔者研制开发的土压力离心模型试验设备,可用于刚性挡墙的静止土压力和平动模式下主动侧土压力的研究。该设备采用电机作为驱动系统,使得挡墙能够缓慢均匀地位移;配备有控制挡墙位移的自动控制系统,使得挡墙在离心加速度增大的过程能够保持静止状态。针对填土面水平、墙后填土为砂土的情况进行了离心模型试验,测量了墙背土压力及填土位移场随挡墙位移量的变化。试验结果规律好,验证了设备的有效性。